/
Text
ПАССАЖИРСКИЙ
САМОЛЕТ
Ил-62
Часть I
ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА,
КОНСТРУКЦИЯ ПЛАНЕРА,
СИСТЕМЫ САМОЛЕТА
Под общей редакцией
члена-корреспондента АН СССР Г. В. Новожилова
МОСКВА «МАШИНОСТРОЕНИЕ» 1981
УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
т— масса самолета, т
Отпои— полетная масса самолета, т
твзл — взлетная масса самолета, т
'Пвзл max'— максимальная взлетная масса самолета, т
тпос — посадочная масса самолета, т
тпос max— максимальная посадочная масса самолета, т
тп.с — масса пустого самолета, т
лгсн — масса снаряженного самолета, т
тк,н— масса коммерческой нагрузки, т
Штопл — масса топлива, т
G — сила тяжести (вес) самолета, Н (кос)
g — ускорение свободного падения, м/с2
Ya — аэродинамическая подъемная сила, Н (кгс)
ДУ<х— приращение аэродинамической подъемной силы, Н (кгс)
Ха — сила лобового сопротивления, Н (кгс)
ДХО — приращение силы лобового сопротивления, Н (кгс)
Za — аэродинамическая боковая сила, Н (иге)
R — тяга двигателей, Н (кгс)
??рев — обратная тяга двигателей (реверс тяги), Н (кгс)
/?поТр— потребная тяга двигателей, Н (кгс)
FTp— сила трения качения пневматикою колес шасси, Н (кгс)
FH — сила трения качения пиевматиков колес носовой опоры, Н (кгс)
Егл — сила трения качения пиевматиков колес главных опор, Н (кгс)
NB, Nr» — вертикальные составляющие реакции земли, Н (кгс) 4
р— давление воздуха па высоте полета, кПа (мм рт. ст.)
Ро — давление воздуха на уровне моря, кПа (мм рт. ст.)
t — температура наружного воздуха, °C
/Ст — стандартная температура наружного воздуха, °C
Т — абсолютная температура воздуха на высоте полета, К
Го — абсолютная температура воздуха иа уровне моря, К
Н— высота полета, м
М — число М полета
Мм.д— максимально допустимое число М полета
V — скорость полета воздушная, км/ч
УПр — скорость полета по прибору, км/ч
Уин— скорость полета индикаторная, км/ч
Vi — скорость принятия решения, км/ч
VR — скорость подъема колес передней опоры, км/ч
Va— безопасная скорость взлета, км/ч
Votk — скорость отказа двигателя, км/ч
Vh.t — скорость начала торможения, км/ч
Ум.э.р— минимальная эволютивная скорость разбега, км/ч
Ус — скорость сваливания, км/ч
Уу — вертикальная скорость, м/с
а0— скорость звука на уровне моря, м/с
л — частота вращения, об/мин
3
кг топл
Св — удельный расход топлива, -----------
кгс тяги-ч
L — дальность полета, км
Д£_— приращение дальности, км
I —- удельная дальность полета, км/кг
Zmax — максимальная удельная дальность полета, км/кг
0 — угол наклона траектории полета к горизонту, градус
tg 0 — градиент набора высоты, %
0Н — угол наклона траектории набора высоты к горизонту, градус
Огл — угол наклона глиссады, градус
Сир — длина пробега, м
La.у— воздушный участок, mi
Нц.в — высота начала выравнивания, м
Су — коэффициент аэродинамической нормальной силы
Суа', Сха; Сга—коэффициент соответственно подъемной силы, , лобового сопро-
тивления и боковой силы
К— аэродинамическое качество — отношение Сио/Схо
СУа м.к — коэффициент- подъемной силы, соответствующий максимально-
му отношению Суа/СХа
• Суа сеч — коэффициент подъемной силы сечения крыла
Суа г.о — коэффициент подъемной, силы горизонтального оперения
I — размах крыла, м;
%— угол стреловидности крыла, градус
1) — сужение крыла -
f— относительная кривизна
с— толщина профиля крыла, мм
.. с— бтиосительмая толщина профиля крыла
е — угол крутки крыла, градус
ЬЧр хорда трапеции крыла, м
Ь3 — хррда закрылка, м
Лотг— относительная высота отгиба иоска крыла
р— относительный коэффициент давления
г—относительный полуразмах
-. 'i-> а — угол атаки крыла, градус
.«max — максимальный угол атаки, градус
(Хг.о— угол атаки горизонтального оперения, градус
(3 — угол скольжения, градус
тг; тх', ту — коэффициенты -моментов соответственно тангажа, крена и рыс-
кания
t}y — нормальная перегрузка
пх — продольная перегрузка
сох; Иц — угловые скорости соответственно крена и рыскания, 1/с
у—угол крена, градус
хТ — центровка самолета, °/о САХ
б3 — угол отклонения закрылков, градус
бз max — максимальный угол отклонения закрылков, градус
бин — угол отклонения интерцепторов, градус
бин шах — максимальный угол отклонения интерцепторов, градус
Фет — угол отклонения стабилизатора, градус
бв, бэ, бн — углы отклонения соответственно руля -высоты, элеронов, руля
направления, градус
Рв, Рв — усилия на штурвале соответственно при отклонении руля вы-
соты и элеронов, Н (кгс)
Р» — усилия на педадях при отклонении руля направления, Н (кгс)
т — время, с
Глава 1
ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ - БЕЗОПАСНОСТЬ,
КОМФОРТ, ЭКОНОМИЧНОСТЬ,
ЗАЛОЖЕННЫЕ В ОСНОВУ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
САМОЛЕТА Ил-62, И ПУТИ ИХ
РЕАЛИЗАЦИИ
Самолет И'л-62 предназначен для перевозки большого количе-
ства пассажиров и грузов с высокой дозвуковой скоростью полета
на линиях большой, протяженности, в различных климатических
условиях, в любое время суток, над сушей и водными пространст-
вами (рис. 1.1—1.3).
В настоящее- время на воздушных магистральных линиях на-
шей страны, на международных трассах и за рубежом эксплуати-
руется большое количество самолётов Ил-62.
При проектировании самолета Ил-62 были . поставлены три
главные задачи: гарантия наиболее полной безопасности, макси-
мальный комфорт для пассажиров и высокая экономическая эф-
фективность.
К началу проектирования самолета Ил-62 схемы возможных
вариантов пассажирских'самолетов Сыли достаточно исследованы.
Конструкторам стали известны все «за» и «против», присущие той
или иной схеме. Всестороннее рассмотрение схем, подобных при-
нятой для пассажирских 'самолетов Боинг 707 и D.C-8, показало,
Рис. 1.1. Самолет Ил-62
5
Люк№2 Лн>к№3
что они не обеспечат в полной мере решение названных выше за-
дач проектирования.
Анализ схем самолетов с расположением двигателей на. хвос-
товой части фюзеляжа, таких, как французская «Каравелла» или
английский VC-10 (находившийся к моменту анализа в стадии
разработки), показал, что эти схемы позволяют более полно реа-
лизовать принципы, которые хотелось бы заложить в основу соз-
дания нового самолета.
Такие схемы имеют ряд серьезных преимуществ.
Перенос двигателей на фюзеляж позволяет получить «чистое»
крыло с хорошим аэродинамическим качеством и создать наибо-
лее эффективную механизацию крыла, обеспечивающую самолету
хорошие взлетно-посадочные характеристики (рис. 4, а).
Удаление двигателей от крыльевых топливных баков и вынос
их за пределы герметичной кабины исключают возможность вос-
пламенения топлива при возникновении пожара в гондолах дви-
гателей, а также делают невозможным повреждение герметичной
кабины и топливных баков-кессонов лопатками компрессора или
турбины в случае разрушения двигателя (рис. 4, б).
Высокое расположение двигателей на фюзеляже за крылом
значительно снижает возможность попадания с взлетно-посадоч-
ной полосы в воздухозаборники двигателей грязи, камней и дру-
гих посторонних предметов, способных повредить лопатки комп-
рессоров при взлете и посадке самолета (рис. 4, е).
Высокое расположение двигателей устраняет опасность удара
о землю крайних гондол при внезапном крене во время взлета или
посадки самолета с боковым ветром и в условиях атмосферной
турбулентности. Кроме того, вынужденная посадка самолета с
убранным шасси более безопасна (рис. 4, г).
Расположение двигателей на малом плече от оси симметрии
самолета облегчает пилотам парирование разворачивающих мо-
ментов при внезапных отказах любого двигателя на взлете, а так-
же крейсерский полет е двумя отказавшими двигателями. В этих
случаях путевое управление самолетом не вызывает затруднений
(рис. 4, д).
Рис. 1.2. Компоновочная схема:
а—схема обогрева вентиляции; б—размещение топлива; в—схема багажно-грузовых по-
мещений; /—носовой обзорный радиолокатор; 2—кабина экипажа; 3—отсек радиооборудо-
вания; 4—туалеты; 5—гардероб экипажа; 6—передний пассажирский салон; 7—буфет-кух-
ня; 8—туалет; 9—гардероб; 10—элерон; 11, /2—триммеры; 13—пружинный сервокомпенсатор;
14—интерцептор; 15—закрылок ОЧК; 16—закрылок центроплана; /7—задний пассажирский
салон; 18—решетка реверсивного устройства; 19—гидроотсек; 20—гардероб; 21—носок киля
с противообледенителем; 22—поверхностная антенна в носке обтекателя; 23—руль высо-
ты; 24—триммер автоматической балансировки самолета; 25—триммер ручной балансиров-
ки самолета; 26—хвостовой аэронавигационный огонь; 27—триммер; 28— пружинный сервоком-
пенсатор; 29—руль направления; 30—вспомогательная силовая установка; 31—двигатель
НК-8-4; 32—туалет; 33—носок крыла с противообледенителем; 34—основная опора самолета;
?5—воздухозаборник системы кондиционирования; 36—задняя входная дверь; 37—передняя
зходная дверь; 38—передняя опора самолета; 39—выпускной клапан кабинного регулятора
давления; 40— короб общей вентиляции кабин; 41—короб индивидуальной вентиляции; 42—
короб обогрева кабин; 43— багажно-грузовое помещение
7
Рис, 1.3, Схема самолета Ил-62
12350
Реактивная струя от двигателей оказывает воздействие на не-
большую зону поверхности самолета (рис. 4, е), что значительно
уменьшает опасность возникновения усталостных трещин на эле-
ментах конструкции от акустических нагрузок.
Удаление двигателей от пассажирской кабины существенно
снижает шум и вибрации, что обеспечивает пассажирам и экипа-
жу должный комфорт.
Наряду с этими положительными качествами схема самолета
с расположением двигателей на хвостовой части фюзеляжа име-
ет и недостатки. К их числу следует отнести увеличение массы
пустого снаряженного самолета. Объясняется это тем, что пере-
нос двигателей с крыла на фюзеляж уменьшает разгрузку кры-
ла и дополнительно нагружает фюзеляж.
Взвесив все преимущества и недостатки рассмотренных схем,
для самолета Ил-62 была принята схема с расположением дви-
гателей на хвостовой части фюзеляжа. Далее требовалось свести
к минимуму влияние отрицательных факторов выбранной схемы.
Одним из сложнейших вопросов компоновки пассажирских
самолетов с задним расположением двигателей является вопрос
определения положения основных опор самолета, от правильного
решения которого во многом зависят весовая отдача и, следова-
тельно, экономичность самолета. Установка, двигателей на хвос-
товой части фюзеляжа сдвигает центр масс пустого самолета да-
леко назад, а загрузка самолета пассажирами и грузом приво-
дит к обратному явлению — перемещению центра масс загру-
женного самолета вперед. При этом разница между центровками
(разбежка центровок) пустого и загруженного самолета дости-
гает 25—30% средней аэродинамической хорды (САХ), в то
время как у самолетов с двигателями на крыле разбежка цент-
ровки составляет 6—8% САХ.
На самолетах обычной схемы для предотвращения возможно-
сти опрокидывания самолета на хвост основные опоры устанав-
ливают позади крайнего заднего положения центра масс, при-
мерно на 10% САХ. Это соответствует 16—18% САХ от перед-
него положения центра масс. Если таким же образом установить
основные опоры на самолете с расположением двигателей на
хвостовой части фюзеляжа, то вынос опор от переднего положения
центра масс, соответствующего загруженному самолету, окажется
очень большим (30—35% САХ). Это существенно увеличит рас-
стояние от центра масс самолета до колес основных опор и умень-
шит плечо стабилизатора по отношению основных опор, которые
являются центром вращения при отрыве самолета на взлете. Сле-
довательно, для создания необходимого кабрирующего момента
на взлете самолет должен иметь большую площадь горизонталь-
ного оперения и руля высоты. Горизонтальное оперение большой
плбщади увеличивает нагрузку на фюзеляж, а большая площадь
руля высоты требует для обеспечения нормальных усилий на
штурвале установки гидроусилителей (бустеров) в системе управ-
ления.
9
Двигатели на. крыле
Механизации Вырезана,
на участке двигателей,
(около 20% размаха) _
Двигатели, на хвосте
Механизация
пи. всему размаху
Возможность поврежде-
ния топливных ванов
и гермокабины лопат-
ками двигателей.
Двигатели выне-
сены из зоны топ-
ливных отсеков и.
гермокабины
Возможность повреждения
двигателей, крупными
предметами..
Двигатели защи-
щены от поврет -
—^в!ений за,-
~] крыпками
Рис. 1.4. Преимущества установки двигателей на
а—возможность механизации крыла по размаху; б—удаление двигателей от топливных
дениая посадка с убранным шасси; Э—отказ двигателя на взлете; е—шумы и акустнче-
Как известно из зарубежной практики, на самолетах с двига-
телями на хвостовой части фюзеляжа (в том числе и на «Супер»
VC-10) опоры самолета устанавливают по обычной схеме. Необ-
ходимый же кабрирующий момент для отрыва самолета от земли
обеспечивают увеличением площади оперения. Реализация тако-
го решения влечет за собой значительное утяжеление и услож-
нение конструкции и, как следствие этого, ухудшение технико-
экономйческих показателей самолета, в том числе и потому, что
с целью уменьшения разбежки центровок большую часть обору-
10
Разрушение Ниеателей. г) Двигатели защищены
— , ,=
i)
Незначительный
развара читающий,
момент
Вольтой, раоворачи -
Воющий. момент
Захватывается
только хвоста -
вал часть
Захватывается
почта Весь
самолет
хвостовой части фюзеляжа самолета Ил-62:
баков и гермокабины; в—повреждение двигателей посторонними предметами; г—вынуж-
ские колебания от двигателя
дования размещают в носу самолета, отдалив его от источников
энергии, расположенных на двигателях. Благодаря этому удает-
ся уменьшить разбежку центровок до 15—18% САХ, но длина
коммуникаций при этом значительно увеличивается, что приводит
к увеличению массы систем, усложнению проводок из-за необхо-
димости установки дополнительных разъемов.
В отличие от других аналогичных по схеме самолетов на Ил-62
основные опоры расположены впереди центра масс пустого само-
лета. Однако они находятся позади центра масс загруженного
11
самолета с запасом в 10% САХ. Это позволило существенно
уменьшить вынос основных опор относительно центра масс за-
груженного самолета И; следовательно, избавило от необходимости
создания большого кабрирующего момента для отрыва самолета
на взлете.
Чтобы (предотвратить опрокидывание пустого самолета на
хвост при стоянке и рулении по аэродрому, введена специальная
убирающаяся хвостовая опора, которая к тому же значительно
упрощает погрузку и разгрузку самолета, позволяя в эксплуата-
ции осуществлять эти операции в любой последовательности. На-
пример, нет необходимости для предотвращения опрокидывания
самолета на хвост в первую очередь выпускать пассажиров из
заднего салона, а потом из переднего.
Применение такой схемы шасси на самолете Ил-62 позволило:
иметь горизонтальное оперение площадью всего 40 м2, при
этом был легкий отрыв самолета на взлете и хорошая устойчи-
вость на больших углах атаки (на самолете «Супер» VC-10 пло-
щадь горизонтального оперения составляет 60 м2 . при меньшей
площади крыла);
уменьшить площадь рулевых поверхностей и выполнить на
самолете простую и надежную систему управления без примене-
ния гидроусилителей (на самолете «Супер» VC-10 установлено
17 гидроусилителей);
расположить все основное оборудование, связанное с источ-
никами питания, на двигателях, или рядом с ними, т. е. в хвосто-
вой части фюзеляжа, что обеспечило минимальную длину прово-
док и повысило надежность работы самолетных систем (рис. 1.5).
Все это дало возможность снизить массу конструкции на
2700 кг и избежать многих недостатков, присущих самолетам с
двигателями на хвостовой части фюзеляжа.
Примененная на самолете Ил-62 новая схема посадочных уст-
ройств является изобретением. Патенты на самолет с расположе-
нием двигателей на хвостовой части фюзеляжа с новой схемой
посадочных устройств получены в Англии, Франции, ФРГ, Ита-
лии, Японии и других странах.
Обеспечение безопасности полетов тесно связано
с аэродинамикой самолета и во многом определяется правиль-
ным выбором компоновки крыла.
Создавая крыло для самолета Ил-62, необходимо было:
обеспечить достаточный запас продольной устойчивости при
выходе самолета на большие углы атаки, включая и закритичес-
кие режимы полета;
обеспечить высокое значение аэродинамического качества са-
молета в крейсерском режиме полета;
иметь достаточный объем внутри крыла для размещения
100000 л топлива, которое необходимо для получения заданной
дальности полета. •'
У стреловидного крыла наряду с положительными качествами
«имеется, как правило, серьезный недостаток — неблагоприятные
12
Рис. 1.5, Размещение основного оборудования в хвостовой части фюзеляжа
самолета Ил-62:
а—агрегаты пожарной системы; б—агрегаты гидросистемы; в—агрегаты радио- и электро-
оборудования
13
характеристики продольных моментов. Устранить этот недостаток
нелегко. Если же он сохранится, то нельзя будет обеспечить бе-
зопасность полета на больших углах атаки в случае попадания
самолета в эону интенсивной атмосферной турбулентности. Спе-
циальная аэродинамическая компоновка крыла Ил-62 позволила
успешно решить и эти поставленные запачи.
Наиболее важная особенность этой компоновки заключается
в необычной передней кромке крыла, которой придана ступенча-
тая форма (наплыв в виде «клю.ва»). В сочетании со специаль-
ным набором профилей и геометрической круткой это позволило
получить отличные характеристики продольного момента на всем
диапазоне углов атаки до закритических включительно.
Расположение и профилировка «клюва» на передней кромке
выбраны так, чтобы не ухудшить характеристики крыла на крей-
серских режимах полета. Как показали продувки и летные испы-
тания, «клюв» начинает проявлять себя (вступает в работу) толь-
ко на углах атаки, превышающих крейсерские. Создавая мощ-
ный вихрь, он выполняет функции аэродинамической перегород-
ки. Такое необычное конструкторское решение дало возможность
отказаться от установки на самолете традиционных для всех стре-
ловидных крыльев поперечных жестких перегородок. Оно обес-
печило оптимальное решение задачи получения хорошей продоль-
ной устойчивости на больших углах атаки и высоких значений
аэродинамического качества на крейсерских режимах полета.
Продувки моделей в аэродинамических трубах, обширные
летные испытания по определению характеристик поведения са-
молета на больших углах атаки показали, что самолет имеет до-
статочные запасы устойчивости и хорошо управляем на всем
диапазоне углов атаки, включая закритические режимы полета.
Это свидетельствует о том, что самолету не страшна встреча с
вертикальными порывами в 16—18 м/с при случайном попадании
в зону интенсивной атмосферной турбулентности.
На зарубежных самолетах для получения приемлемых харак-
теристик самолета на больших углах атаки в системе управления
устанавливают сложные гидравлические и электрические устрой-
ства, так называемые толкатели штурвала. Тем самым усложня-
ются системы управления, что вызывает дополнительные трудно-
сти в эксплуатации. На самолете Ил-62 такие устройства не тре-
буются, поскольку выбранная аэродинамическая компоновка и
форма крыла обеспечивают получение потребных характеристик
устойчивости и управляемости.
Помимо преимуществ принятой схемы и особенностей аэроди-
намической компоновки крыла, непосредственно влияющих на
увеличение безопасности полетов, каждая система всесторонне
проработана в направлении обеспечения высокой степени надеж-
ности при сохранении простоты конструкции, обеспечивающей
удобство эксплуатации. В разделах описания систем приведены
сведения о мерах, обеспечивающих получение этих качеств, здесь
же мы кратко перечислим наиболее существенные из них.
Г4:
В системе управления самолетом нет гидроусилителей, нет
механизма толкателя штурвала.
На двух двигателях (внешних) установлены механизмы ре-
версирования тяги. Это значительно облегчило и сделало более
безопасным выполнение посадок на мокрые или обледеневшие
взлетно-посадочные полосы аэродромов.
Очень важным явилось применение на самолете Ил-62 нового
пилотажно-навигационного комплекса, который обеспечивает ав-
томатический и полуавтоматический полет самолета в сложных
метеорологических условиях и заход на посадку по II категории
ИКАО. Такое оборудование в значительной мере снижает фактор
утомляемости экипажа и .повышает регулярность полетов. Про-
сторная кабина экипажа с удобным размещением всех приборов
и органов управления также способствует минимальной затрате
энергии и времени на операции по управлению самолетом.
Впервые у нас была введена система энергоснабжения, рабо-
тающая на переменном токе напряжением 200/115 В стабилизи-
рованной частоты 400 Гц. Ее агрегаты надежней агрегатов, рабо-
тающих на постоянном токе, ,и легче по массе.
Помимо этого все жизненно важное оборудование самолета
размещено в герметичной части фюзеляжа. Это предохраняет
оборудование от воздействия влаги, больших перепадов давлений
и температур, а следовательно, создает условия для безотказной
работы. Топливные трубопроводы и трубы горячего воздуха сис-
темы кондиционирования проложены вне герметичной кабины.
Таким образом, если по какой-либо причине будут повреждены
эти трубы, то топливо и горячий воздух не попадут в пассажирс-
кие салоны.
Обеспечение комфорта для п а с с а ж и р о в являлось
одной из основных задач при создании самолета (рис. 1.6).
Прежде всего, Ил-62—«тихий» самолет: двигатели установле-
ны за пассажирскими салонами.
Система кондиционирования подает в кабину экипажа и пас-
сажирские салоны 7600 кг воздуха в час, что обеспечивает около
36 кг воздуха в час на одного пассажира и 25—30-кратный воз-
духообмен за 1 ч полета. Бортовой кондиционер, включаемый до
запуска самолетных двигателей, создает в салонах комнатный
микроклимат, не зависящий от наружных температурных условий.
Для самолета Ил-62 сконструированы удобные прочные и
вместе с тем легкие пассажирские кресла. При их разработке бы-
ли учтены рекомендации авиамедицины и пожелания эксплуати-
рующих организаций.
С должным вниманием были решены вопросы отделки интерь-
еров красивыми негорючими материалами, легко поддающимися
чистке. Салоны освещены лампами дневого света. Полупрозрач-
ные пластмассовые щиткшшторки на окнах пассажиры могут ис-
пользовать для защиты от прямых солнечных лучей.
В тесном контакте с Аэрофлотом с учетом также требований
зарубежных авиакомпаний были решены вопросы бытового обо-
15
Передний, салон
на ей мест
Задний салон
на 102 места
7
8
S
.10
' r II
11 1В
11
вход
Вход
13
Рис. 1.6. Вариант компоновки самолета на 168 мест:
1—багажно-грузовое помещение № I; 2—подпольная часть буфета-кухни; 3—багажно-грузовое помещение № 2; 4— багажно-грузовое по-
мещсние № 3: 5—багажно-грузовое помещение № 4; 6—-вспомогательная силовая установка; 7—запасный выход; 5—дверь буфета; 9—ра-
дноотсек; 10—электрооборудование; 11—гардероб; /2—гидроотсек; 13— аварийные выходы; /4—буфет-кухня; 15—детская люлька; /б—столик;
17—гардероб для членов экипажа
•рудования и питания пассажиров. На самолете имеются большой
буфет-кухня, обеспечивающий горячим питанием пассажиров в
полете в соответствии с международными нормами, несколько
гардеробов, пять туалетов. Под полом находятся багажники боль-
шого объема.
Экономическая эффективность была одной из цент-
ральных задач при создании самолета Ил-62. Высокие экономи-
ческие показатели были достигнуты главным образом благодаря
большой весовой отдаче, высокой коммерческой нагрузке и ско-
рости полета.
Существенным фактором, влияющим на экономику самолета,
является коэффициент загрузки. Величина этого коэффициента
.зависит от многих причин, но, как свидетельствует статистика, по-
вышенный комфорт для пассажиров, созданный в самолетах «вто-
рого поколения» (Ил-62 и VC-10), существенно влияет на увели-
чение этого коэффициента. Повышенный комфорт потребовал не-
которых дополнительных затрат, которые, однако, полностью ком-
пенсируются увеличением коэффициента загрузки, приводящим
к росту рентабельности самолета.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА
И СИСТЕМ
Фюзеляж
Фюзеляж — моноблочной схемы, овального поперечного сече-
ния. Он- состоит из герметичной части, в которой расположены
кабина экипажа, два пассажирских салона, буфет-кухня, гардеро-
бы, туалетные комнаты, отсеки, три багажно-грузовых помещения,
и негерметичной хвостовой части с одним багажно-грузовым по-
мещением и несколькими отсеками:
Остекление окон двойное, причем каждое стекло в отдельности
в состоянии выдержать полный перепад давлений. Наличие легко-
съемных панелей пола облегчает обслуживание проводок и обо-
рудования, находящихся под полом.
Вся герметичная часть фюзеляжа теплозвукоизолирована вы-
сокоэффективным негорючим стекловолокном и на отдельных
участках пенопластом.
В конструкции фюзеляжа широко используется алюминиевый
сплав Д16Т — пластичный материал, обладающий высокими уста-
лостными характеристиками.
Крыло
Крыло — стреловидной формы, кессонной конструкции и сос-
стоит из центроплана и двух отъемных частей (ОЧК.)- Кессоны
межлонжеронных частей крыла собираются из монолитных прес-
сованных панелей, обработанных фрезерованием. В конструкции
крыла применен алюминиевый сплав Д16Т.
17
Внутренние объемы центроплана и ОЧК максимально исполь-
зованы для размещения в них топлива и представляют собой гер-
метичные баки-кессоны. В хвостовой части крыла размещены выд-
вижные закрылки, интерцепторы, элероны с сервокомпенсаторами
и триммерами.
Оперение
Оперение — стреловидное с высокорасположенным управляе-
мым в полете стабилизатором.
Киль и стабилизатор — кессонной конструкции.
Руль направления снабжен триммером и пружинным серво-
компенсатором, руль высоты имеет четыре триммера, причем два
из них используются для автоматической балансировки самолета
и два — для ручной.
Силовая установка
Четыре двухконтурных турбореактивных двигателя НК-8-4 кон-
струкции генерального конструктора Н. Д. Кузнецова заключены
в две спаренные гондолы, расположенные на хвостовой части фю-
зеляжа.
Запас мощности двигателей обеспечивает безопасность продол-
жения взлета при внезапном отказе одного двигателя и крейсер-
ский полет на трех и даже двух двигателях. Для уменьшения про-
бега самолета при посадке на внешних двигателях установлены
реверсивные устройства.
Из соображений пожарной безопасности двигатели изолирова-
ны друг от друга и от фюзеляжа титановыми перегородками, а
гондолы по длине разграничены стенками из того же жаропрочно-
го материала. Наличие больших створок в конструкции гондол и
достаточное число люков создают удобное техническое обслужи-
вание силовых установок.
Масляная система автономна для каждого двигателя.
Запуск двигателей — воздушный, производится от бортового
турбоагрегата ТА-6 или наземной установки. От одного работаю-
щего двигателя могут быть запущены остальные.
Управление двигателями осуществляется механической тросо-
вой системой.
Турбоагрегат ТА-6, предназначенный для автономного запуска
двигателей, используется во время стоянки самолета для питания
сжатым воздухом системы кондиционирования, питания бортовой
электросети самолета на земле при отсутствии аэродромного ис-
точника и в полете при отказе основных генераторов.
Топливная система
Работа топливной системы полностью автоматизирована. Топ-
ливо заправляется непосредственно в межлонжеронные кессоны
крыла (в семь герметичных баков-кессонов: четыре основных и
три дополнительных). Топливная система для каждого двигателя
18
самостоятельная. Топливо из основного бака подается к двигате-
лю двумя подкачивающими насосами. При отказе одного из них
работающий насос полностью обеспечивает питание двигателя.
Для полной гарантии на самих двигателях установлено по одно-
му подкачивающему насосу. Система кольцевания создает объ-
единенную линию питания двигателей из основных баков.
Топливная система Ил-62 в нормальных условиях полета дей-
ствует автоматически и не требует специального управления, но
члены экипажа при необходимости всегда имеют возможность
вручную регулировать работу системы. Для этой цели имеется
электродистанционное управление.
Топливные баки имеют двойной дренаж. Заправка баков топли-
вом снизу под давлением для каждой половины крыла централи-
зована. Топливо можно заливать и сверху через восемь горловин.
Шасси самолета
Самолет имеет трехопорную схему шасси, состоящую из перед-
ней и двух основных опор. Передняя опора самолета снабжена
двумя управляемыми нетормозными колесами и демпферами для
гашения самоколебаний колес. Каждая основная опора оборудо-
вана тележкой с четырьмя тормозными колесами. Имеющиеся- на
тележках демпферы гасят колебания, вызываемые неровностями
.аэродрома.
Амортизаторы опор шасси — азотно-масляные.
Выпуск и уборка шасси, открытие и закрытие створок отсеков
-осуществляются силовыми гидроцилиндрами. При отказе гидро-
системы опоры самолета выпускаются под действием собственного
веса и набегающего воздушного потока, а основные опоры в
конце выпуска дожимаются в конечное положение цилиндрами
подкосов, в которые подается жидкость от специальной насосной
станции.
На стоянке люки отсеков шасси почти полностью закрыты
створками, остаются открытыми лишь вырезы для прохода опор.
Система управления самолетом
Управление самолетом—жесткое, за исключением проводки к
триммерам руля высоты и проводки от штурвалов к первым ка-
чалкам управления элеронами, которые являются тросовыми. Бла-
годаря удачному конструктивному решению получены нормальные
усилия на штурвалах и педалях, без применения гидравлических
усилителей. Отсутствие гидравлических усилителей делает управ-
ление на самолете Ил-62 предельно простым и надежным. В ка-
нале управления рулем направления имеется демпфер, что значи-
тельно облегчает пилотирование при полете в неспокойной атмос-
фере.
Стабилизатор — управляемый. Отклонение стабилизатора ис-
пользуется при взлете и посадке самолета.
О
Руль высоты, руль направления, и элероны снабжены тримме-.
рами, а руль направления и элероны имеют также пружинные сер-
вокомпенсаторы. На каждой половине руля высоты находятся по
два триммера. Одна пара триммеров управляется вручную, по-
средством тросовой проводки, вторая связана с автоматом трим-
мирования и действует при включенном автопилоте. Триммеры и
пружинные сервокомпенсаторы снимают усилия с педалей и штур-
валов.
Закрылки и интерцепторы обеспечивают крутую траекторию
снижения самолета и сокращают длину пробега при взлете и по-
садке.
Гидрогазовая система
Гидрогазовая система состоит из трех подсистем: основной и
вспомогательной гидравлических сетей и аварийной азотногидрав-
лической сети.
Основная гидравлическая сеть используется для уборки и вы-
пуска шасси, управления колесами передней опоры и интерцепто-
рами, работы стеклоочистителей и системы торможения. Рабочее
давление создается четырьмя насосами с приводом от двигателей..
В случае неисправности основной гидравлической сети для вы-
пуска основных опор, подъема и уборки интерцепторов использу-
ют вспомогательную сеть. Источник энергии вспомогательной се-
ти — автономная насосная станция, которую при необходимости
можно подключить к основной гидросети. При отказе основной се-
ти для экстренного торможения самолета прибегают к аварийной
азотногидравлической сети, источником энергии которой является
азот.
Система кондиционирования
Комплексная система кондиционирования обеспечивает наддув,
вентиляцию и отопление герметичной кабины самолета в полете
и на земле путем нагнетания в нее воздуха, отбираемого от комп-
рессоров всех четырех двигателей. Воздух системы используется
также в воздушно-тепловых противообледенителях крыла и опере-
ния и, кроме того, идет на обогрев смотровых стекол фонаря ка-
бины экипажа, турбоагрегата, бортовых штуцеров буфета и туале-
тов и наддув контейнеров радиотехнической аппаратуры.
Благодаря этой системе в «жилых» помещениях самолета под-
держиваются нормальные жизненные условия: температура на
уровне +20° С, давление с земли и до высоты ~7200 м соответ-
ствует давлению на земле, на высоте 14 000 м давление в самоле-
те такое же, как на высоте ~2400 м.
На самолете оборудованы две автономные подсистемы подачи
воздуха, объединенные трубой кольцевания, с перекрывающей за-
слонкой. Работа этих подсистем максимально автоматизирована.
Вся автоматика продублирована ручным электродистанционным.
управлением.
20
Кислородная система
Система кондиционирования обеспечивает в полете всем пас-
сажирам нормальное самочувствие без дополнительного вдыхания
кислорода. Для слабых или больных пассажиров, которым время
от времени может потребоваться кислородное питание, в пасса-
жирских кабинах имеются переносные кислородные баллоны.
Для всех членов экипажа, включая бортпроводников, на само-
лете установлено стационарное и переносное оборудование.
На самолете использована кислородная система на газообраз-
ном кислороде низкого давления.
Противообледенительная система
На самолете защищены от обледенения все элементы, которые-
практически могут подвергнуться этому явлению. При этом выдер-
живается необходимый перепад температур между защищаемой
поверхностью и окружающим воздухом, полностью гарантирую-
щий самолет от обледенения на всех эксплуатационных режимах
и в любых неблагоприятных метеоусловиях.
Носки крыла, оперения, и воздухозаборники обогреваются теп-
лым воздухом, поступающим от компрессоров самолетных двига-
телей. Четыре передних стекла и форточки кабины экипажа —
электрообогреваемые.
О входе в зону обледенения экипаж предупреждает световая
сигнализация, а по наружному сигнализатору, установленному я
зоне обзора правого пилота, судят об интенсивности обледенения.
Пожарное оборудование
Схеме и конструкции самолета Ил-62 органически присущи
элементы пожарной безопасности. Это прежде всего установка
двигателей в хвостовой части фюзеляжа и надежная их изоляция
от фюзеляжа. Затем прокладка топливных трубопроводов и тру-
бопроводов горячего воздуха в специальных коробах вне герме-
тичной части фюзеляжа.
На случай непредвиденных обстоятельств имеется бортовое по-
жарное оборудование, которое охватывает все потенциально опас-
ные места. Самолет располагает системой сигнализации о возни-
кновении пожара в гондолах двигателей, внутри самих двигате-
лей, в отсеке турбоагрегата ТА-6, в отсеке основных опор самоле-
та, о появлении дыма в багажно-грузовых помещениях, системой
аварийной подачи нейтрального (углекислого) газа в подфюзе-
ляжный топливный бак-кессон.
Многочисленные термодатчики связаны с системами сигнализа-
ции и автоматического включения огнетушителей.
При вынужденной посадке с убранным шасси в момент каса-
ния самолетом земли все пожарные системы включаются автома-
тически.
21
Для тушения пожара в пассажирских салонах имеются ручные
огнетушители.
Электрооборудование
Основной энергетической системой на самолете является систе-
ма трехфазного переменного тока напряжением 200/115 В стаби-
лизированной частоты 400 Гц. Источником энергии этой системы
служат четыре генератора, развивающие суммарную мощность в
160 кВА. Половины мощности генераторов достаточно для пита-
ния всего электрооборудования на любых режимах полета. Таким
образом, на самолете всегда имеется двойной запас мощности
электроэнергии. Для повышения надежности все источники тока и
распределительные устройства связаны в единое энергетическое
кольцо, которое обеспечивает питанием потребителей, пока функ-
ционирует хотя бы один генератор.
Система постоянного тока напряжением 27 В является вторич-
ной, в которой основным источником энергии служат четыре ста-
тических выпрямительных устройства мощностью, по 6 кВт, ре-
зервным— четыре аккумулятора емкостью по 28 А-ч. Сеть посто-
янного тока закольцована, поэтому пока работает хотя бы одно
выпрямительное устройство или хотя бы один аккумулятор, пита-
.ние не прерывается.
Вспомогательными источниками энергии являются генераторы
переменного и постоянного тока, установленные на турбоагрегате
ТА-6.
Радиооборудование
На всех этапах полета, при любых условиях погоды штатное
бортовое оборудование самолета обеспечивает: внешнюю телефон-
но-телеграфную связь с наземными радиостанциями и другими
самолетами, внутрисамолетную телефонную связь между членами
экипажа и оповещение пассажиров с помощью аппаратуры «Ве-
щание».
Внешняя радиосвязь осуществляется с помощью коротковол-
новых передатчиков и приемников. Ультракоротковолновые радио-
-станции — основная и резервная — используются в качестве ко-
мандных на удалении от аэропортов в радиусе до 360 км.
Пилотажно-навигационное оборудование
Основным средством самолетовождения самолета Ил-62 слу-
жит комплексная система управления и навигации. Она обеспечи-
вает автоматическое выполнение полета на всех участках марш-
рута, начиная с высоты 200 м при взлете и до высоты 30—60 м при
заходе на посадку, освобождая экипаж от необходимости произ-
водить достаточно сложные вычисления.
В комплексе пилотажно-навигационных и радиотехнических
-средств, составляющих систему самолетовождения, отдельные уст-
ройства имеют следующие значения.'
.32
Двухканальный электрический автопилот предназначен для
автоматической стабилизации' и управления полетом самолета ПО'
заданной траектории. В сочетании с навигационным вычислителем
он обеспечивает автоматизацию полета по маршруту и автомати-
ческий программированный маневр в районе аэродрома. Система
воздушных сигналов выдает параметры высоты, скорости и чис-
ла М на индикаторные приборы экипажа и обеспечивает автома-
тическое выдерживание заданного эшелона. Курсовая система вы-
рабатывает и выдает сигналы курса, а три центральные гироско-
пические вертикали выдают сигналы крена и тангажа во все пи-
лотажно-навигационные системы.
Доплеровская система в комплекте с вычислительным устрой-
ством решает задачи по автоматическому определению путевой
скорости самолета, угла сноса, координат местоположения само-
лета и пройденного расстояния. Носовой радиолокатор произво-
дит обзор земной поверхности и воздушного пространства. Он пре-
дупреждает экипаж об опасных препятствиях, встречных самоле-
тах, грозовых фронтах и может использоваться для коррекции,
навигационного вычислителя.
Самолет Ил-62 располагает радионавигационной системой
ближней навигации и посадки, аппаратурой для выполнения по-
летов по международным маякам VOR и посадок по маякам ILS,
двумя комплектами радиокомпасов и радиовысотомеров с сигна-
лизацией заданной высоты. Имеющийся на самолете ответчик
диспетчерского управления воздушным движением передает на
землю сведения о нумерации и координатах самолета, его эшелоне.
При всем многообразии автоматического пилотажного и нави-
гационного оборудования экипаж всегда имеет возможность вме-
шаться в работу любой системы и выполнить необходимую опера-
цию по управлению самолетом вручную.
Аварийно-спасательные средства
Во время взлета, посадки и в полете на самолете может воз-
никнуть аварийная ситуация, при которой создается опасность-
для жизни пассажиров и экипажа. Поэтому предусмотрено обяза-
тельное наличие на борту следующих аварийно-спасательных
средств: спасательных канатов, надувных трапов, надувных мно-
гоместных плотов, спасательных жилетов, комплект медикаментов
и проч. Кроме того, сама конструкция планера самолета облада-
ет плавучестью и обеспечивает условия быстрой эвакуации всех
людей, находящихся на борту. Все это позволяет пассажирам и
экипажу своевременно покинуть самолет в аварийной ситуации и:
создать им жизненные условия после приземления или приводне-
ния.
Основные геометрические д а и н ы е с а м о л е т а
Длина самолета, м..................................'53,12
Высота самолета, м.................................‘12,35
Размах крыла, м............................... . . 43,2
2&
Площади, м2:
крыла горизонтального оперения вертикального оперения . . . . 279,55 . . . . 40' . . . . 35,6
Колея шасси, м . . . . 6,8
База шасси, м . . . . . . . 24,488
Длина фюзеляжа, м . . . . . . . 40
Сечение фюзеляжа (по осям), м 4,1X3,75 Внутренние размеры пассажирских салонов, м:
ширина . . . . 3,45
высота . . . . 2,12
Размеры, м:
входных дверей .... . . . 1,83X0,864
аварийного выхода .... . 0,9(5X0,51
запасного выхода .... . . . . 1.38ХОД1
люков багажно-грузовых помещений » » » » » » » » » №1 . . 1,31X1,26 №2 . . 1,26X1,00 №3 . . 0,7X0,76 №4 . . 1,07X1,15.
Объем, м3:
герметичной части самолета . . . 396
пассажирских салонов .... 163
багажно-грузового помещения № 1 . . . . 22,7
» » № 2 . . . . 1112,6
» > № 3 . . . . 6,9
» » № 4 . . . . 5,8
Общий объем всех багажно-грузовых помещений, м3 48
Глава 2
АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Самолет Ил-62 относится к пассажирским самолетам второго
поколения, отличительной чертой которых является сочетание по-
вышенного уровня комфорта с высоким уровнем летно-техничес-
ких характеристик. Эта концепция определила характерную
для него схему моноплана с низким расположением стреловидно-
го крыла, размещением двигателей в хвостовой части фюзеляжа
И' горизонтальным оперением, расположенным на верхней торце-
вой нервюре киля.
Как известно, одной из важнейших задач, возникающих при
создании коммерческого самолета, является обеспечение макси-
мально возможного уровня технико-экономических характеристик.
В общем виде экономичность самолета определяется себесто-
имостью перевозки, выражаемой в к./т-км и пропорциональной
себестоимость летного часа
отношению ---------------------------------------.
коммерческая нагрузках скорость по расписанию
Из указанного соотношения следует, что при заданной коммер-
ческой нагрузке необходимо стремиться к снижению стоимости
летного часа (в том числе затрат на топливо) и к увеличению ско-
рости полета, или, иными словами, следует стремиться к увеличе-
нию аэродинамического качества и крейсерского числа М полета.
Наиболее рационально указанная проблема решается приме-
нением стреловидного крыла умеренного удлинения, обеспечиваю-
щего высокое критическое число М. Этому также способствует
перенесение двигателей на фюзеляж, позволившее избежать до-
полнительного сопротивления, связанного с вредной интерферен-
цией при размещении их на крыле, и поднять уровень комфорта
в салонах, отнеся основной источник шума назад.
Расположение четырех двигателей в хвостовой части фюзеля-
жа привело к размещению горизонтального оперения на киле, что
благоприятно сказалось на эффективности как вертикального
оперения благодаря увеличению его эффективного удлинения,
так и горизонтального в результате увеличения плеча относитель-
но центра масс самолета. Вместе с этим выбор такого распо-
ложения горизонтального оперения.потребовал применение спе-
циальных мер по обеспечению характеристик устойчивости и уп-
. равляемости в области больших углов атаки.
Таковы основные положения, которые определили схему и вза-
имное расположение основных элементов планера самолета. Сле-
25
Патре/ная дистанция^ Коммерческая нагруми.
Залетная масса самолета, г
полета, км
Рис. 2.1. Летно-технические и взлетно-посадочные характеристики самолета
Ил-62 (полет по эшелонам; резерв топлива на 1 ч крейсерского полета; k —
коэффициент длины ВПП)
3500
§ -<
t;-JW
§|м7
II
§•§ 2000
Посадочная масса
самолета, т
дует сказать, что большинство аспектов аэродинамической ком-
поновки самолета (форма и профилировка крыла, размещение
оперения, характеристики устойчивости и управляемости, условия
работы двигателей и т. п.) в процессе проектирования тщательно
исследовалось путем испытаний моделей самолета в аэродинами-
ческих трубах в широком диапазоне режимов, моделирующих ус-
ловия полета с максимально возможной степенью приближения.
ОСНОВНЫЕ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ
Дальний магистральный самолет Ил-62 предназначается для
эксплуатации на авиалиниях большой протяженности.
Наибольшая экономичность эксплуатации самолета по расче-
там прямых эксплуатационных расходов приходится на практи-
ческую дальность полета от 2000 до 6000—7000 км (рис. 2.1, 2.2).
Самолет Ил-62 имеет четыре двухконтурных турбореактивных
двигателя НК-8-4 с взлетной тягой по 10 500 кгс (103 000 Н).
26
Рис. 2.2. Основные данные двигателя. НК-8-4:
а—взлетный режим (р=760 мм рт. ст., <=15° С); б—дроссельная характеристика без отбо-
ра воздуха (/7=11000 м, М=0,8)
Основные летно-технические д
самолета Ил-62
Двигатели (количестаоХтип).....................
Взлетная тяга, кгс (Н).........................
Удельный расход топлива на крейсерском режиме,
‘ кг тепл, .
кгс тягн-ч
Максимальная коммерческая нагрузка, т
Максимальное количество пассажиров, до . . .
пр.н шаге кресел, мм..........................
Максимальная взлетная масса, т.................
Масса снаряженного самолета, т.................
Объем топливной системы, л.....................
Практическая дальность полета * с максимальной ком-
мерческой нагрузкой, км..........................
Практическая дальность полета с максимальным чис-
энные
4 X НК-8-4
4ХШ5СЮ1 (ЮЗ'ОйО)
О 78+0'03
23
186
780
161,6
69
ТОО 60)0
71'00
лом пассажиров 186 чел., км....................... 7800
Практическая дальность полета с максимальным за-
пасом топлива при коммерческой нагрузке 13 т, км . 8650
Крейсерская скорость, км/ч......................830
Высота полета, км...............................9,5—12
Потребная взлетная дистанция при ро = 760 мм рт. ст.,
/=15°С, м......................................... 3300
Максимальная посадочная масса, т..................10'5
Потребная посадочная дистанция при ро = 76Э мм
рт. ст., /=15° С, м............................... 2730
Скорость захода на посадку, км/ч................‘2&У
Основные данные двигателя НК-8-4
Двигатель, тип . . . ...................НК-8-4
Степень двухконтурности ........................ 1
* Практическая дальность дана с резервом топлива на 1 ч крейсерского по-
лета.
27
Тяга на взлетном режиме при скорости V=0, кгс (Н):
ро = 760 мм рт. ст„ /='15° С.....................ГОШ) (00’3ОМ)
ро = 760 мм рт. ст., /=5*30" С...................10250 (103&С0)
Тяга на взлетном режиме при скорости Р=’ЗГ5 км/ч, . г
кгс (Н):
ро = 76О мм рт. ст., / =il'5° С..................«0.50 (87 71») '
ра='76О мм ,рт. ст.,’Т=:30° С....................8750 (85 800)
Тяга на крейсерском режиме (/7=il;l ВД0 м; М=0,8;
MCA), кгс (Н)..........................................2750 (27000)
кг топл.
Удельный расход топлива, ------:------:
кгс тяги-ч " -с
без отбора воздуха в систему кондиционирования
и реверсивного устройства........................ 0 78+°'03
с реверсивным устройством . , , , 0,7i9'5+0’03
с отбором воздуха в систему кондиционирования
и реверсивным устройством.......................0,8|07+°’03
Тяга на режиме реверса, кгс (Н) ..... 3'000 (29 400)
Взлетные и посадочные характеристики
Требуемые взлетно-посадочные характеристики самолета
Ил-62 обеспечиваются применением однощелевых закрылков и
установкой четырех двигателей НК-8-4, обеспечивающих необхо-
димую энерговооруженность на взлете и при уходе на второй.круг
как при всех работающих двигателях, так и с одним выключен-
ным.
Для обеспечения торможения самолета на прерванном взлете
и пробеге все колеса основных опор самолета снабжены тормоза-
ми, на верхней поверхности крыла расположены четыре секции
интерцепторов (спойлеров), а двигатели оборудованы реверсив-
ными устройствами.
Руление
При рулении на самолет действуют силы тяги двигателей, веса
самолета, трения колес и аэродинамические силы, зависящие от
скорости движения самолета, скорости и направления ветра. От
соотношения сил и моментов зависит поведение самолета при ру-
лении.
Самолет при рулении устойчив и имеет хорошие маневренные
характеристики, которые обеспечиваются управлением колесами
передней опоры самолета и в случае необходимости —- односто-
ронним подтормаживанием.
Управление колесами передней опоры осуществляется от штур-
вальчика, расположенного на колонке управления. Максимальный
угол поворота колес передней опоры составляет 55°. Штурвальное
управление в основном используется при рулении и выполнении
разворотов.
Скорость руления выбирается исходя из конкретных условий,
при этом учитывается состояние рулежной дорожки и условия ви-
димости. Руление вблизи препятствий и стоянок самолетов произ-
водится на малой скорости, обеспечивающей немедленную оста-
новку самолета при торможении. Развороты и отвороты выполня-
28
ются помимо управления колесами передней опоры также созда-
нием несимметричной тяги и раздельным торможением правыми
и левыми колесами основных опор самолета.
Для разворота самолета на 180° требуется полоса шириной
60 м (минимальный радиус разворота при повороте колес перед-
ней опоры на угол 55° и\скорости руления 20—22 км/ч составля-
ет 20 м). Радиус разворота существенно зависит от скорости ру-
ления.
Подготовка к взлету
Подготовка самолета к взлету начинается при подруливании
к взлетно-посадочной полосе (ВПП) и заканчивается непосредст-
венно на линии исполнительного старта.
На предварительном старте перед выруливанием на ВПП за-
крылки отклоняются во взлетное положение на угол 30°.
Для обеспечения запаса руля высоты, а также приемлемых
усилий на колонке штурвала в продольном управлении стабили-
затор на этапе взлета отклоняется на кабрирование на угол, за-
висящий от фактических значений .центровки и массы самолета,
триммеры всех органов управления должны находиться в ней-
тральном положении. Необходимо убедиться в том, что тормозные
щитки убраны, рули и элероны расстопорены, штурвал и педали
свободно отклоняются. Зачитываются расчетные скорости подъе-
ма передней опоры VR, безопасной взлетной У2, скорость приня-
тия решения У). Получив разрешение, можно выруливать на ис-
полнительный старт.
Вырулив на ВПП, командир экипажа:
устанавливает самолет по оси ВПП, для чего проруливает 5—
10 м по направлению взлета и убеждается в том, что самолет и
колеса установлены правильно;
останавливает и удерживает самолет на тормозах.;
подает команду «Взлетный режим».
Стандартные процедуры на этапе взлета
Одним из наиболее сложных этапов полета является взлет.
Движение самолета на взлетном этапе происходит от точки стар-
та до набора безопасной высоты.и установки полетной конфигу-
рации самолета для дальнейшего набора крейсерской высоты
(рис. 2.3). Взлет состоит из взлетной дистанции (собственно
взлет) и начального набора высоты.
Рассмотрим стандартные процедуры на этапе взлета.
Получив разрешение на взлет и удерживая самолет тормоза-
ми, командир экипажа подает команду бортинженеру «Режим
взлетный». Двигатели плавно переводятся на взлетный режим,
причем вначале внешние двигатели, а затем внутренние. Если со-
стояние ВПП не позволяет удержать самолет тормозами до вы-
хода двигателей на взлетный режим, необходимо вывод двигате-
лей на взлетный режим осуществить в процессе движения по по-
29
5
Рис. 2.3. Схема взлета:
/—уборка шасси самолета; 2—конец уборки шасси самолета; 3—начало уборкн закрылков
Г=340—360 км/ч; 4— конец уборки закрылков V=380—400 км/ч; 5—номинальный режим
Г=57О км/ч; 6—высота начала уборки закрылков 7/^120 м
лосе. Самолет начинает ускоренное движение по взлетно-поса-
дочной полосе. На разбеге самолет устойчив, хорошо сохраняет
направление разбега. Разбег выполняется с отклоненным от себя
штурвалом, т. е. с прижатыми колесами передней опоры самоле-
та. Угол атаки определяется углом установки крыла относительно
оси фюзеляжа (3°). При разбеге с прижатыми колесами передней
опоры легче выдерживать направление движения по оси ВПП»
так как на малых скоростях отклонения от оси ВПП устраняются
поворотом колес передней опоры.
До прохождения скорости принятия решения Vi командир эки-
пажа должен быть готов к прекращению взлета, если произой-
дет отказ двигателя или взлет должен быть прекращен по какой-
либо другой причине. По достижении скорости подъема колес
передней опоры самолета VR необходимо выключить управление
поворотом колес передней опоры и, плавно взяв штурвал на себя,
произвести отрыв самолета. При взятии штурвала на себя проис-
ходит поворот самолета относительно основных опор самолета и
угол атаки при этом изменяется от а = 3° до а = 9—10°.
В процессе подъема не следует долго выдерживать самолет
на промежуточных углах атаки, чтобы не удлинять разбег, но и не
30
рекомендуется мгновенно выводить его на а0Тр, так как это может
привести к забросу по углу атаки, вследствие чего может произой-
ти преждевременный отрыв самолета от ВПП. Скорость отрыва
самолета при правильном пилотировании на 8—10 км/ч больше
скорости VR и имеет достаточный запас от скорости сваливания
(«отр^ 1,15 Vc). После отрыва необходимо разогнать самолет так,
чтобы к высоте 10,7 м скорость была не менее безопасной скорости
взлета V2, и на этой скорости продолжать набор до высоты 120 м.
Для уменьшения лобового сопротивления самолета на высоте 5 м
следует подать команду «Убирать шасси». По достижении высоты
120 м и скорости 340—360 км/ч в зависимости от массы самолета
необходимо начать уборку закрылков. Уборка закрылков произ-
водится в прямолинейном полете. Если в процессе уборки самолет
начнет крениться, следует прекратить уборку и выполнить посад-
ку с механизацией крыла в том положении, при котором началось
крепение. При уборке механизации усилия на штурвале надо сни-
мать соответствующим отклонением стабилизатора. Нагрузки, воз-
никающие на штурвале от элеронов и на педалях, снимаются с
помощью триммеров элеронов и механизма триммерного эффекта
руля направления. После уборки закрылков на скорости не менее
400 км/ч двигатели переводятся на режим «Номинал», что и соот-
ветствует окончанию этапа взлета.
Взлетная дистанция (собственно взлет)
Собственно взлетом называется ускоренное движение самоле-
та по ВПП с последующим отрывом и достижением безопасной
скорости на высоте 10,7 м. Расстояние, проходимое самолетом от
начала старта до точки набора высоты 10,7 м, называется взлет-
ной дистанцией.
Собственно взлет самолета состоит из трех участков (рис. 2.4):
разбег по ВПП до скорости VR подъема колес передней опоры
самолета (участок /);
подъем колес передней опоры по достижении скорости VR и от-
рыв самолета (участок//);
разгон самолета до безопасной скорости взлета с одновремен-
ным удалением от земли, при этом безопасная скорость V2 долж-
на быть достигнута на высоте нс более 10,7 м (участок ///).
Рассмотрим характерные скорости самолета на участке взлет-
ной дистанции и основные требования, предъявляемые к ним.
Скорость подъема передней опоры самолета VR должна пре-
вышать:
на 5% минимальную эволютивную скорость разбега при
которой в случае внезапного отказа крайнего двигателя на разбе-
ге обеспечивается балансировка самолета только аэродинамичес-
кими органами управления при боковом ветре до 5 м/с;
на 5% минимальную эволютивную скорость взлета Рм.э.в, ко-
торая определяется как скорость полета с одним отказавшим дви-
31
взлетная дистанция
Рис. 2.4. Взлетная дистанция
гателем и креном не более 5° для выдерживания прямолинейной:
траектории;
на 5% скорость сваливания Ус Для взлетной конфигурации..
Безопасная скорость взлета 1/2 должна превышать:
на 20% скорость сваливания Ус для взлетной конфигурации;:
на 10% минимальную эволютивную скорость взлета 1/м.э.в.
Скорость отрыва Уотр характеризуется равенством подъемной
силы и силы тяжести самолета. Скорость отрыва превышает ско-
рость подъема передней опоры самолета Vr на 8—10 км/ч, при
этом угол атаки составляет примерно 10°.
Скорость сваливания Vc — скорость, соответствующая макси-
мальному значению коэффициента подъемной силы Суатах, для
соответствующего положения механизации крыла и для различ-
ных масс самолета может быть рассчитана по формуле
V = 14,4
т
SC уатах
(2. 1}.
Скорости сваливания самолета Ил-62 при взлетной и посадоч-
ной конфигурациях (закрылки 30°) определены исходя из
Суашах = 1,85. Минимальное значение скоростей VR и V2 ограниче-
но соответствующим запасом от минимально эволютивной скоро-
сти взлета, которая определена в летных испытаниях и составля-
ет 240 км/ч. На. рис. 2.5 показаны характерные скорости при от-
клоненных во взлетное положение (30°) и убранных закрылках.
Разбег
Разбегом называется ускоренное движение самолета по ВПП
от старта до момента отрыва. При разбеге на самолет действуют
сила тяги двигателей R, сила лобового сопротивления Ха, сила
трения качения пневматиков колес FTP, вес самолета G, аэродина-
мическая подъемная сила Ya, вертикальные составляющие реак-
ции земли Мп и Мгл (рис. 2.6).
Разбег является неустановившимся движением и происходит
иод действием ускоряющей силы, равной АТ?=7?— (Xa + FTp), т. е.
избытка тяги силовых установок над силами лобового сопротив-
ления и трения.
32
Рис. 2.5. Характерные скорости
на взлете:
/—безопасная скорость, закрылки 0°;
2—безопасная скорость взлета V2; 3—
скорость подъема колес передней опо-
ры VR
В процессе разбега ско-
рость самолета увеличивает-
ся от 0 до скорости отрыва,
а следовательно, и силы, дей-
ствующие на самолет, неп-
рерывно изменяются. На
старте при V=0 сила тяги и
сила трения качения колес
о землю максимальны, а
подъемная сила и лобовое
сопротивление самолета равны нулю. По мере увеличения скоро-
сти аэродинамические силы Ха и Ya на первом участке растут про-
порционально квадрату скорости, так как разбег происходит с пос-
тоянным углом атаки (а = 3°).
Рис. 2.6. Схема сил, действующих на
самолет при разбеге
На втором участке с момен-
та достижения скорости подъ-
ема колес передней опоры са-
молета движение в основном
происходит на колесах основ-
ных опор с постепенно увели-
чивающимся углом атаки от
стояночного до угла атаки при
отрыве (и=1(Г). Аэродинами-
ческие силы на этом участке
больше, чем на первом, вслед-
ствие роста скорости и увели-
чения угла атаки. В результате этого в процессе разбега ускоряю-
щая сила (избыток тяги) изменяется, что приводит к изменению ус-
корения движения.
Максимальное ускорение достигается в начале разбега.
Считая движение самолета относительно центра масс уравно-
вешенным и учитывая, что угол установки двигателей относитель-
но оси самолета равен нулю, a cosa=l, запишем уравнение дви-
жения самолета в процессе разбега
— V=R-X-F1V,
g
откуда = (2.2)
или V — gnx,
dV
где V =----ускорение движения; пх—продольная перегрузка;
2 1564
33
£ —ускорение свободного падения (9,81 м/с2). Уравнение (2.2)
можно записать в другой форме, имея в виду, что:
п V2 с
Хд — Сла Q - О,
У — С о У2 S
I а \jya\i g °’
тогда
Лр Утр.н-^нН- Утр.ГЛ-^ГЛ»
ГДе /тр.н и /тр.гл коэффициенты трения качения колес передней
и основных опор самолета при разбеге (по бетону), составляющие
0,02—0,04.
Из условия равновесия сил на вертикальную ось
^н+^гл=о^гв,
2 /
где Суа — аэродинамические коэффициенты, соответствующие уг-
лу атаки а на разбеге; 5 — площадь крыла; q — плотность воз-
духа.
Подставив значения Ха и FTP в уравнение (2.2), получим
dV I R С ха —f с ya 72 \
Vo Ъ 6 V
Уравнения для определения длины и времени разбега
вид
(2.3)
имеют
7.разб
dL=Vdx,
V
v^v
" QTp VdV
V ’
(2-4)
У = 0
v^v „
vOTp .-
______ t dV_
’'разб \ •
V-0
Подставив в уравнения (2.4) и (2.5) уравнение (2.2)
тегрировав их, получим дистанцию и время разбега:
^огР
Араз6= J CXa-fCya VI
и-о 5-----
v^v
< °1р dV
(2.5)
проин-
VdV
(2.6)
(2-7)
1раз6 } /д С xa-f С ya
V=° q
Чтобы выполнить интегрирование уравнений, необходимо знать
изменение тяги, массы, сопротивления и подъемной силы в зави-
симости от скорости. Следует отметить, что в общем случае тяга
и
34
Рис. 2.7. Схема изменения сил в процессе разбега:
R—(Xa + F)— ускоряющая сила
Рис. 2.8. Схема сил, действующих на самолет на воздушном участке
двигателей является функцией давления, масса самолета при раз-
беге практически неизменна, аэродинамическое сопротивление и
подъемная сила будут функциями скорости и плотности воздуха,
коэффициент трения качения зависит от состояния покрытия ВПП
и скорости движения. Соотношение сил, действующих в процессе
разбега при взлете, может быть представлено графически следую-
щим образом (рис. 2.7).
Упрощенные способы интегрирования уравнений (2.6) и (2.7)
предполагают осреднение значения ускорения в течение разбега.
Если построить график ускорения по скорости в квадрате V —
—f(V2), то он будет близок к прямой линии, т. е. осредненное ус-
корение соответствует значению, в котором ИоТр/2 или Уср =
— 0,707УОТр- Такой упрощенный подход удобен для предваритель-
ных оценок или в случаях, когда нс требуется большая степень
точности. Считая его постоянной величиной, получим возможность
упростить уравнения (2.6) и (2.7) следующим образом:
т ___ ^отр ^отр
Ьразб Q • ’ тразб—
ср К ср
Разгон и набор высоты 10,7 м
После отрыва самолета от ВПП начинается воздушный учас-
ток взлета, на котором происходит разгон самолета до скорости
V2 и набор высоты 10,7 м, потенциальная и кинетическая энергия
самолета при этом увеличивается за счет избыточной тяги.
На рис. 2.8 показаны силы, действующие на самолет в процес-
се набора высоты. Принимая cos 0^1, уравнение движения само-
лета на воздушном участке можно записать
~ V = R-Xa~-Q sin 6,
g
Уа-G.
2*
35
Преобразуя эту систему уравнений, получим формулы для дли-
ны и времени воздушного участка
в.у
1
пхср
V2 — у2
отр v 2
^В.у ---
^в.у
КГ’
^ХОтР “Н **Т7
где яХСр=-------х—— — средняя продольная перегрузка;
— осевая перегрузка в момент отрыва;
^ОТ? 1
^хотр— ~ 17~
ТП ^отр
nxv3 = —- — “т;— —продольная перегрузка на высоте Н=10,7 м
G
Т7 «7 Уотр + У?
при скорости к2; Иср=----------средняя скорость на воздушном
участке; ??иотр и — сила тяги двигателей при скорости отрыва
и безопасной скорости взлета соответственно; /Скотр и Л'/,— аэро-
динамическое качество в начале и в конце воздушного участка;
G — вес самолета при взлете; У0Тр — скорость отрыва; V2 — безо-
пасная скорость взлета; Н — высота в конце взлетной дистанции,
равна 10,7 м; g — ускорение свободного падения (9,81 м/с2).
Уравнение для длины воздушного участка можно получить ис-
ходя из изменения кинетической и потенциальной энергии само-
лета.
На основе того, что изменение энергии тела равно работе внеш-
них сил, получаем
. и ML с XadL
2 2 j cos 0 J cos 0 ’
о о
так как угол Q невелик, можно принять cos0= 1, тогда
-\-mgH------— = (R~Xa)dLt
£ £ l)
о
после преобразования имеем
V2 — v2 V R X
_1___-2IP_\-Н = \ .dL,
2g J mg
о
p__x
где /гх, принимая пх средним на воздушном участке и
mg
лхотР + nxVi
равным лХСр=------~----»
36
получаем
v2 у2 £
-3—^+н==пхсДац
2g j
откуда
uy «хер \ 2g
Из уравнения длины воздушного участка Лв.у видно, что пер-
вое слагаемое в скобках характеризует изменение кинетической
энергии самолета, а второе — изменение потенциальной энергии.
Длина воздушного участка существенно зависит от осевой пе-
регрузки пх, которая включает тяговооруженность R/G и измене-
ния скорости от точки отрыва до выхода на высоту 10,7 м. Для
сокращения воздушной дистанции желательно производить набор
высоты на постоянной скорости, равной V2. В этом случае
Для обеспечения ДК = 0 отрыв самолета необходимо произво-
дить на скорости У2, что приведет к увеличению длины разбега и
всей взлетной дистанции. Поэтому необходимо так выбрать соот-
ношение между скоростями VR и У2, чтобы обеспечить рациональ-
ное соотношение длины разбега и взлетной дистанции.
Влияние различных факторов на взлетные
характеристики
На взлетные характеристики самолета влияют атмосферные
условия (температура и давление воздуха, скорость и направле-
ние ветра), состояние ВПП, взлетная масса самолета, отклонение
закрылков. Эти факторы необходимо учитывать при подготовке к
полету. Как было показано выше, длина разбега и взлетная дис-
танция в основном зависят от тяговооруженности самолета и ско-
рости отрыва.
Функциональную зависимость для длины разбега можно запи-
сать как
разб
Взлетная масса
Взлетная масса самолета влияет на длину разбега через ско-
рость отрыва и тяговооруженность. С увеличением массы увеличи-
вается скорость отрыва, а тяговооруженность уменьшается, что
приводит к увеличению длины разбега. Взлетная дистанция с уве-
личением взлетной массы также увеличивается за счет длины раз-
бега и воздушного участка.
37
На скорость отрыва влияе
вит от температуры и давления
Рис. 2.9. Зависимость тяги двигателей
НК-8-4 от температуры наружного воз-
духа и давления (взлетный режим,
Н — 0, М=0):
1—рн — 760 мм рт. ст. (101,3 кПа); 2—ри^
=730 мм рт. ст. (97,3 кПа)
Температура наружного воздуха
Температура наружного возду-
ха влияет на длину разбега для
заданного значения взлетной мас-
сы самолета также через два па-
раметра: скорость отрыва и тя-
говооруженность.
плотность воздуха, которая зави-
наружного воздуха
2 = 0,0474—,
Т
где р — давление воздуха, мм рт. ст.; 7’==273°+г1 — абсолютная
температура, К; t — температура наружного воздуха, °C.
Повышение температуры наружного воздуха при постоянном
давлении приводит к увеличению скорости отрыва.
Зависимость взлетной тяги двигателей НК-8-4 от температуры
представлена на рис. 2.9. На графике видно, что с увеличением
температуры наружного воздуха более +30° С (р = 760 мм рт. ст.)
взлетная тяга двигателей падает, что приводит к уменьшению тя-
говооруженности на взлете. При температурах наружного возду-
ха, лежащих левее точки начала падения тяги двигателей, умень-
шение длины разбега и взлетной дистанции происходит, в основ-
ном, в результате уменьшения скорости отрыва.
Атмосферное давление
Атмосферное давление влияет на взлетные дистанции так же,
как и температура наружного воздуха. Взлетные дистанции пре-
вышают дистанции на равнинных аэродромах при одном и том же
значении взлетной массы.
Скорость и направление ветра
Скорость встречного потока, за счет которой создается подъ-
емная сила, складывается из скорости движения самолета относи-
тельно земли и скорости встречного или попутного ветра. Поэтому
при встречном ветре длина разбега и взлетная дистанция умень-
шаются, а при попутном ветре — увеличиваются по сравнению с
длиной разбега и взлетной дистанцией в штилевых условиях.
Длина разбега и взлетная дистанция при ветре определяются
следующим образом:
(V’orp ± Ю2
^разб== I
2Vcp
или
^разб ~~~ ^'разб(И7 «=0)
| “Г Д».у(ГГ=0) ±
r _______ r I 1 4- w
^взл.дист-• ьразб(ГГ=0) I 1 — IZ
\ V OTP
где Apa36(w=o) — длина разбега в штилевых условиях; W — ско-
рость ветра вдоль оси ВПП, знак «плюс» — при попутном ветре,
знак «минус» — при встречном; Лв.у{тг=о)— длина воздушного
участка в штилевых условиях; тв.у — время полета от скорости от-
рыва самолета до набора высоты 10,7 м.
При расчете номограмм для определения взлетных характерис-
тик в соответствии с требованиями безопасности скорость встреч-
ного ветра уменьшается на 50%, а попутного увеличивается на
150%. Это требование связано с тем, что ветер вблизи земли под-
вержен значительному влиянию сдвига и поэтому ветер, улучшаю-
щий взлетные характеристики, принимается уменьшенным на
50%, а ухудшающий — увеличенным на 150%.
Боковая составляющая ветра практически не влияет на длину
взлетной дистанции, но следует иметь в виду, что взлет с боковым
ветром требует повышенного внимания пилотов для своевремен-
ного парирования возникающих моментов. Эффективность рулей
и элеронов при этом достаточна.
Состояние взлетной полосы
Влияние состояния полосы на длину разбега связано с силой
трения, которая возникает при качении колеса по ВПП. При этом
чем больше сила трения, тем меньше ускорение, в результате чего
увеличивается длина разбега.
Как было показано ранее, сила трения зависит от коэффици-
ента качения колес и нормальной силы:
Krp=/TP(G-KJ.
При разбеге самолета по сухой бетонированной полосе коэф-
фициент трения качения составляет 0,03. Наличие осадков на
ВПП ухудшает взлетные характеристики. При обледеневшей по-
лосе на разбеге коэффициент трения практически не изменяется,
однако на старте самолет при увеличении тяги двигателей до
взлетного режима не удерживается на тормозах и поэтому разбег
начинается при тяге, меньшей, чем взлетная. Это приводит к не-
которому увеличению длины разбега. На влажной полосе длина
разбега практически не отличается от длины разбега по сухой
ВПП. Существенно влияет на длину разбега наличие на ВПП
слоя воды и слякоти, так как при этом сопротивление колес шасси
самолета значительно возрастает.
39
Рис. 240. Схема сил, действующих на самолет при движении по ВПП, имею-
щей уклон:
(р—уклон ВПП
Уклон ВПП
Наличие уклона ВПП <р влияет на длину разбега вследствие
добавления составляющей силы от массы самолета G sing), кото-
рая увеличивает или уменьшает ускоряющую силу (рис. 2.10).
При разбеге самолета по ВПП, имеющей уклон, ускорение
движения
V=-f-(/?-Xa-/,p(Oo~ra) ± sin ч>),
или V — 1Лрв0 + g sin
Знак « + » берется при уклоне вниз, знак «—» — при уклоне вверх.
Длина разбега при этом будет составлять
V2
£ ___________ отр_____f
раз6 2 (Иср<р .о ± g sin срср)
где УсРф=о — среднее ускорение самолета при нулевом уклоне;
<Рср — средний уклон по длине ВПП.
После некоторых преобразований уравнение можно предста-
вить в виде
. _ ^разб<Р=о
раз6 . 2<рср£-Дразб^0 ’ [ }
1 -------------
V2
v отр
Как видно из уравнения, при уклоне ВПП вниз длина разбега
уменьшается, а при уклоне вверх — увеличивается. Если ВПП
имеет постоянный уклон, его влияние точно определяется по фор-
муле (2.8), а при переменном уклоне определять длину разбега
следует методом интегрирования или приближенно по среднему
уклону.
Потребные длины разбега и взлетной дистанции
Длина разбега и взлетная дистанция являются важнейшими
Параметрами самолета, определяющими возможность базирова-
ния его на аэродроме определенного класса.
40
С учетом возможных отклонений от предусмотренной техники
пилотирования при массовой эксплуатации для обеспечения опре-
деленного уровня безопасности при определении потребных длин
ВПП принимаются не фактические длины разбега и взлетной ди-
станции, а потребные.
По Нормам летной годности гражданских самолетов (НЛГС)
потребная длина разбега равна сумме фактической длины разбе-
га и половины длины воздушного участка (от отрыва до набора
Я=10,7 м), умноженной на коэффициент 1,15:
АкД.р= 1’15(£разб4“0,5Д5у).
Потребная взлетная дистанция — это взлетная дистанция, ум-
ноженная на коэффициент 1,15.
Отказ двигателя на взлете
Под отказом двигателя понимается полная потеря тяги. Мо-
мент отказа двигателя определяется как момент заметного (по
поведению самолета, показателям бортовых визуальных указате-
лей) уменьшения его тяги, которое ни при каких сочетаниях об-
стоятельств не может возникнуть при неизменном положении ры-
чагов управления двигателем, если он работает нормально. Как
правило, рассматривается отказ критического двигателя, т. е. дви-
гателя, отказ которого вызывает наиболее неблагоприятные из-
менения в движении самолета. Для самолета Ил-62 критическим
является крайний двигатель (правый или левый), так как при его
отказе возникает возмущающий момент, который необходимо па-
рировать органами управления без уменьшения режима работы
симметричного двигателя. Вероятность отказа двигателя на взле-
те мала, так как время, в течение которого совершается взлет, со-
ставляет менее 1 мин, т. е. незначительную часть общей продол-
жительности полета. Кроме того, взлету предшествует тщательная
проверка и опробование двигателя и его систем, что также умень-
шает вероятность отказа в первую же минуту полета. Тем не ме-
нее случай отказа двигателя в процессе взлета рассматривается и
является расчетным случаем для- определения допустимой взлет-
ной массы из условия длины полосы и градиента скороподъем-
ности на начальном наборе высоты. Скорости на взлете, как было
показано раньше, также назначаются с учетом вероятного отказа
двигателя.
Нормы летной годности предписывают, чтобы при отказе кри-
тического двигателя на любом этапе взлета была обеспечена воз-
можность безопасного прекращения или продолжения взлета в
рассматриваемых эксплуатационных условиях. Продолжение взле-
та допускается только после достижения минимально-эволютив-
ной скорости разбега Км.э.р, а прекращение взлета — до скорости
подъема колес передней опоры самолета VR.
К взлету пилот должен быть так подготовлен, чтобы в случае
отказа двигателя точно знать — продолжить или прекратить взлет.
41
V=0 VomH ^н.т V=0'
Рис. 2.11. Схема прерванного
взлета:
1—дистанция разбега на четырех дви-
гателях; 2—дистанция переходного
участка; 3—дистанция торможения;
4—дистанция прерванного взлета
Прерванный взлет
Прерванный взлет — взлет, протекающий как нормальный до
момента отказа одного критического двигателя с последующим
торможением до полной остановки самолета.
Дистанция прерванного взлета — это расстояние по ВПП, про-
ходимое самолетом от момента страгивания на линии старта до
полной остановки. Дистанция равна сумме длин разбега при всех
работающих двигателях до точки отказа двигателя, переходного
участка и участка торможения до полной остановки самолета
(рис. 2.11).
Дистанция переходного участка определяется как расстояние,
проходимое самолетом от момента определения отказа двигателя
до установления конфигурации полного торможения.
При выполнении прерванного взлета экипаж должен четко и
быстро ввести в действие средства торможения, чтобы предотвра-
тить выкатывание самолета с полосы.
При обнаружении отказа двигателя, удерживая самолет от
разворота, необходимо перевести РУД всех двигателей на режим
малого газа. Для более эффективного использования управляемой
от педалей передней опоры при парировании разворачивающего,
момента целесообразно отклонить штурвал от себя для догрузки
передней опоры, особенно при взлете с задними центровками, а
также при малой взлетной массе. Одновременно с принятием ре-
шения о прекращении взлета необходимо использовать тормоза
колес. По команде командира экипажа бортинженер выпускает
интерцепторы в тормозном режиме на полный угол (60°), в резуль-
тате чего уменьшается коэффициент подъемной силы на пробеге,
увеличивая тем самым нагруз-
ку на тормозные колеса и улуч-
шая работу тормозной систе-
мы. После выпуска интерцеп-
торов бортинженер включает
реверс тяги двигателей и вык-
лючает отказавший двигатель.
Рис. 2.12. Зависимость взлетных ха-
рактеристик самолета от скорости!
отказа двигателя:
/—прерванный взлет; 2—продолженный
взлет; 3~потребная длина разбега; 4—
сбалансированная взлетная дистанция;
5—сбалансированная длина разбега
42
При таком последовательном вводе тормозных средств продол-
жительность переходного участка не превышает 3 с, за это время
скорость движения самолета возрастает на 10—12 км/ч.
Приближенно дистанцию прерванного взлета можно опреде-
лить по "уравнению
•^"ирерв-взл -^"разб •^'иерех.уч -^торм »
т И2
где Дразб = —длина разбега до скорости отказа двигателя
2ЙСР
Котк; Д.ерех.уч~т!/с[) —дистанция переходного участка; т — время
переходного участка, принимаемое равным 3 с; Уср— средняя ско-
рость между отказом двигателя и скоростью начала торможения;
И2Т
Лорм=——дистанция торможения от скорости начала тор-
2И ср
можения Vn.T до полной остановки самолета.
Задаваясь различными значениями скорости отказа двигателя,
можно получить зависимость дистанции прерванного взлета от
скорости отказа двигателя (рис. 2.12). Очевидно, что с увеличени-
ем скорости отказа двигателя увеличивается дистанция прерван-
ного взлета.
Продолженный (завершенный) взлет
Продолженный взлет — взлет с отказавшим в процессе взлета
одним критическим двигателем.
Дистанция продолженного (завершенного) взлета — это рас-
стояние по ВПП, пройденное самолетом от момента страгивания
на линии старта до момента набора высоты 10,7 м (над уровнем
ВПП в точке отрыва самолета) с одновременным достижением без-
опасной скорости взлета. Дистанция равна сумме длин разбега при
всех работающих двигателях до точки отказа двигателя, разбега на
трех двигателях до точки отрыва самолета и воздушного участка
набора высоты 10,7 м (рис. 2.13).
Процедура выполнения продолженного взлета практически та-
Рис. 2.13. Схема продолженного взлета:
tf—разбег на четырех двигателях; 2—разбег на трех двигателях; 3—воздушный участок;
4—продолженный (завершенный) взлет
43
кая же, как и при нормальном взлете. Разворачивающий момент
от двигателей парируется отклонением штурвала и педалей.
Из определения дистанции продолженного взлета следует, что
с увеличением скорости, на которой происходит отказ двигателя,
длина разбега и взлетная дистанция уменьшаются и наоборот.
Следовательно, длину разбега и взлетную дистанцию можно пред-
ставить графически в функции скорости отказа двигателя (см.
рис. 2.12), только на график наносится значение не фактической
длины разбега, а потребной. По НЛГС, как указывалось ранее, по-
требная длина разбега равна сумме длины разбега и половины
длины воздушного участка (до Н = 10,7 м).
В случае отказа двигателя на скорости более V\ разбег и на-
бор высоты производятся при трех работающих двигателях, т. е.
суммарная тяга двигателей на самолете уменьшается на 25%•
Кроме того, вследствие остановки двигателя и необходимости пу-
тевой балансировки самолета появляется дополнительное аэроди-
намическое сопротивление. С потерей располагаемой тяги и уве-
личением коэффициента сопротивления взлетные характеристики
самолета ухудшаются.
Сбалансированная длина полосы
Как следует из рис. 2.12, существуют такие скорости отказа
двигателя (скорости принятия решения VJ, при которых длина
завершенного взлета равна длине прерванного взлета (точка А) и
потребная длина разбега равна длине прерванного взлета (точка
Б). В первом случае получаем сбалансированную взлетную дис-
танцию, а во втором — сбалансированную длину разбега. Сбалан-
сированные взлетные дистанции и длины разбега определяются во
всех ожидаемых условиях эксплуатации и для всего диапазона
взлетных масс (рис. 2.14, 2.15). Однако определение сбалансиро-
ванных длин удобно в основном для сравнения взлетных харак-
теристик различных типов самолетов. В действительности, на кон-
кретных аэродромах, располагаемые длины ВПП для продолжен-
ного и прерванного взлета не равны между собой. Следовательно,
можно определить такое значение Vi, при котором будут удовлет-
воряться условия выполнения продолженного и прерванного взле-
та для конкретного аэродрома. В этом случае получается несба-
лансированный взлет и, как было указано ранее, скорость Vi мо-
жет иметь значение от Ум.э.р До Vr-
Задаваясь различными значениями Vi (как правило, в долях
VR), можно построить дополнительные номограммы к сбалансиро-
ванной взлетной дистанции (разбегу), позволяющие учитывать кон-
кретные условия взлета (рис. 2.16, 2.17). При построении этих но-
мограмм вводится понятие — параметр D(R). Параметр D(R) —
это приведенная сбалансированная взлетная дистанция (длина
разбега), т. е. производится приведение несбалансированного взле-
та к эквивалентному сбалансированному. На основании этих но-
мограмм определяется допустимая взлетная масса самолета для
44
5000
Рис. 2.14. Сбалансированная взлетная дистанция (параметр D, б3 = ЗО°)
Параметр 5
ПОПО
Рис. 2.15. Сбалансированный разбег (параметр б3 = ЗО°)
Параметр
5000
О
5
10
Е=
~ 08
3000
2000
встречный
1000
Уклон ВПП, %
20
О
<%><?
Рис. 2.16. Значения параметра R
и отношения Vi/VH для распола-
гаемых дистанций разбега и дис-
станции прерванного взлета
(6з = 30°)
2000 J000 If ООО 5000
Располагаемая дистани,ия
ПП Р п Яп ицq г) pjf1f,rnrt м
попит-
НЫ11
10 0 10 10
ветер, м/с
Зинин 1 ' ]
отсчета
Уклон ВПП, °lo
Рис. 2.17. Значения параметра D и
отношения Vi/Vr для располагае-
мых взлетной дистанции и дистан-
ции прерванного взлета (б3 = ЗО°)
Располагаемая вистпнция
прерванного взлета,м
данТГОго базирования и атмосферных условий на старте, а также
можно решить и обратную задачу, т. е. для заданной взлетной
массы и атмосферных условий определить потребные дистанции.
Прежде чем рассматривать случаи применения указанных номо-
грамм, рассмотрим схему аэродрома (рис. 2.18) и некоторые ос-
новные определения.
Летная полоса (ЛП) состоит из взлетно-посадочной полосы
(ВПП) и концевых полос безопасности (КПБ).
КПБ — часть летной полосы, расположенная непосредственно
за кромкой ВПП и используемая при прерванном взлете или про-
долженной посадке.
Располагаемая длина летной полосы (РЛП) равна сумме длин
ВПП и одной КПБ, в направлении которой производится взлет
или посадка.
Располагаемая дистанция прерванного взлета (РДПВ) равна
РЛП, уменьшенной на длину участка выруливания.
Располагаемая дистанция взлета (РДВ) равна сумме РЛП и
свободной зоны (СЗ) полосы воздушных подходов, равной не бо-
лее 1/2 длины ВПП.
Располагаемая длина разбега (РДР) равна длине ВПП, умень-
шенной на длину участка выруливания.
Примеры пользования номограммами (см. рис. 2.16 и 2.17). А. Взлет само-
лета с аэродрома, у которого имеется КПБ, а СЗ не используется для набора
высоты (//—10,7 м).
В этом случае затруднительно сказать, по какому условию определяется до-
пустимая взлетная масса. Все зависит от длины КПБ и чем она больше, тем
больше вероятность, что будет ограничение по длине разбега. Поэтому необхо-
димо определить допустимую взлетную массу из условий располагаемой взлет-
ной дистанции и располагаемой длины разбега и принять наименьшую.
При определении массы по параметру D имеем условие сбалансированного
взлета (при условии штиля и при уклоне ВПП, равным нулю), так как рас-
полагаемая взлетная дистанция и дистанция прерванного взлета равны между
собой (ВПП--|-КПБ). Тогда по рис. 2.14 для заданных условий сразу определя-
ем допустимую взлетную массу, а по рис. 2.16 — скорость Vi.
При наличии уклона ВПП, попутной или встречной составляющей ветра
следует по рис. 2.16 определить параметр D и скорость Vi, а затем по рис. 2.14
для заданных атмосферных условий и полученном параметре D определяем до-
пустимую взлетную массу.
Располагаемая длина разбега и дистанция прерванного взлета в данном слу-
чае не равны, т. е. имеется вариант несбалансированной длины разбега. Следо-
49
вателыю, вначале надо по рис. 2.1,7 определить параметр /? и скорость Vi для
располагаемых длин прерванного .взлета и завершенного разбега, а затем по
рис. 2.15 — допустимую взлетную массу.
Б. Взлет самолета с аэродрома, у которого имеется КПБ, и СЗ использует-
ся для набора высоты (//=10,7 м).
Если свободная зона, составляющая <1/2 длины ВПП используется для на-
бора высоты, то взлетная масса самолета будет однозначно определяться из
условия располагаемой длины разбега.
Рассмотрим номограмму зависимости параметра D и отношения Vi/VH (см.
рис. 2.16). Если принять, что уклон ВПП равен нулю и нет встречного или по-
путного ветра, то можно провести линию а, соответствующую сбалансированной
взлетной дистанции, которая пройдет под углом 45° в данных координатах.
В эксплуатации располагаемая дистанция для продолженного взлета больше
или равна располагаемой дистанции прерванного взлета, поэтому часть сетки,
которая лежит ниже линии сбалансированного взлета, практически не исполь-
зуется.
Проведя линию а, соответствующую сбалансированной длине разбега, на
номограмме параметра R и отношения Vi/V'7J (см. рис. 2.17) и учитывая, что
располагаемая длина разбега меньше или равна располагаемой дистанции прер-
ванного взлета, получим, что рабочая часть сетки находится ниже линии а.
При учете уклона ВПП и ветра эти области несколько деформируются, так
как параметры не одинаково влияют <на дистанции завершенного и прерванного
взлета.
При определении допустимой массы самолета по номограммам D и Д’ мо-
т ут встретиться следующие случаи:
если точка пересечения располагаемых взлетной дистанции (дистанции раз-
бега) и дистанции прерванного взлета окажется слева от сетки параметра
D(R), то это означает, что скорость принятия решения Vi для данных условий
меньше минимальной эв'олютивной скорости разбега Км.э.р. В этом случае не-
обходимо увеличить отношение скоростей Vi/'/д путем уменьшения параметра
D(R) при сохранении неизменной располагаемой дистанции прерванного взлета;
допустимая взлетная масса самолета, определенная по параметру D(R),
больше потребной. В этом случае надо решать обратную задачу, т. с. для за-
данной взлетной массы и атмосферных условий определить К1/Кн. Для этого
по рис. 2.14 (см. рис. 2.15) определяем параметр D(R) и находим максималь-
ное значение 1Л/ЕЯ, при котором дистанция прерванного взлета не превышала
бы располагаемую дистанцию прерванного взлета для данного аэродрома. При
больших значениях располагаемой дистанции прерванного взлета аэродрома
[точка пересечения получается правее сетки параметра /)(7?)] значение 1Л при-
нимается равным VR для данной м,ассы.
Скорость принятия решения Vi, определенная по номограммам, является
критической, т. е. при отказе двигателя па V, можно продолжить или прервать
взлет. При этом дистанции продолженного и прерванного взлета не будут пре-
вышать располагаемые. Если отказ двигателя произойдет до скорости V±, то
взлет необходимо прекратить, а если после, то продолжить.
Начальный набор высоты
Начальный набор высоты можно разделить на несколько эта-
пов, которые характеризуются конфигурацией самолета. Первый
этап — это участок набора высоты, на котором происходит убор-
ка шасси самолета (участок ограничен временем уборки). По окон-
чании уборки шасси самолета и достижения высоты начала убор-
ки механизации полет производится на постоянной скорости, кото-
рая должна быть не менее безопасной скорости взлета V2 — вто-
рой этап. На третьем этапе производится уборка закрылков с од-
новременным разгоном самолета. При разгоне самолета верти-
кальная скорость набора должна быть такой, чтобы обеспечить вы-
50
Рис. 2.19.
ющих на
Схема сил, действу-
самолет при наборе
высоты:
установки двигателя
Фдв-угол
по отношению к оси самолета
держивание расчетных
скоростей поэтапной убор-
ки механизации, не пре-
вышая при этом предель-
ных значений скоростей,
определяемых прочно-
стью.
Характеристики набо-
ра высоты принято оцени-
вать по градиенту скоро-
подъемности. Градиент
набора высоты т] опреде-
ляется как тангенс угла
наклона траектории набора высоты 0Н и выражается в процентах:
'Пн = tg 9 • 100%.
На рис. 2.19 приведена схема сил, действующих на самолет при
наборе высоты:
R cos (a + <рдв) — Xa — G sin 9,
после преобразования системы уравнений и принятых допущений
получим.
sin 9Н
R-Xa V
G
Имея в виду, что sin 9 = Vy/V и для
углов sinOH=tg0n, запишем выражение
та скороподъемности
Т)н = —• 100% = (
lH v 1g
g
небольших траекторных
для определения градиен-
—У 100%.
g J
Для второго этапа взлета, где набор происходит с постоянной
скоростью, т. е. установившийся набор высоты (Г = 0), получаем
наибольшее значение градиента скороподъемности
Пн=^=^Ю0%.
G
(2.9)
g
Выражение для определения градиента скороподъемности мож-
но записать в другом виде
(2. 10)
51
Рис. 2.20. Максимальная взлетная масса самолета из условия обеспечения бе-
зопасного набора высоты на начальном участке
Из уравнения (2.10) видно, что т]н зависит от тяговооруженно-
стп и аэродинамического качества самолета на скорости набора
высоты. Аэродинамическое качество при полете на скорости V2 яв-
ляется величиной постоянной и определяется при Суа = Суа max/1,22.
Следовательно, скороподъемность пропорциональна тяговооружен-
яости самолета.
Значение тяговооруженности является величиной переменной,
зависящей от массы самолета и атмосферных условий, так как при
изменении температуры и давления наружного воздуха меняется
величина взлетной тяги. Возможность взлета самолета в конкрет-
ных атмосферных условиях оценивается по скороподъемности, ко-
торую может иметь самолет на различных этапах взлета как при
всех работающих двигателях, так и при отказе критического дви-
гателя.
Нормы летной годности предписывают, чтобы располагаемые
градиенты набора высоты на всех этапах были не менее нормируе-
мых. Для самолета Ил-62 наиболее критичным является обеспече-
ние заданного градиента скороподъемности (3%) с одним нерабо-
тающим двигателем на втором этапе. При этом механизация кры-
ла находится во взлетном положении, три двигателя работают на
взлетном режиме, шасси самолета убрано, установившийся набор
высоты на скорости У2. Для этих условий и для всего диапазона
ожидаемых условий приводятся номограммы для определения рас-
полагаемого градиента, а также допустимой взлетной массы из ус-
ловия нормируемого (3%) градиента (рис. 2.20).
Посадка
Заключительным этапом полета является посадка самолета
на аэродроме назначения. Этап посадки можно разделить на два
участка: заход на посадку и собственно посадка (рис. 2.21).
52
Рис. 2.21. Схема посадки по большому прямоугольному маршруту («коро-
бочка»)
Заход на посадку
На участке захода на посадку самолету поэтапно придается
посадочная конфигурация и уменьшается скорость от скорости сни-
жения с эшелона до скорости, на которой происходит пересечение
входной кромки ВПП.
Заход на посадку включает полет по большому прямоугольно-
му маршруту (называемому «большой коробочкой») или по другой
схеме, установленной для данного аэродрома, и снижение по глис-
саде до высоты 15 м. В процессе полета по «коробочке», которая
выполняется на высоте 400—450 м, производится выпуск шасси
самолета и механизации крыла. Снижение по глиссаде должно
обеспечить вывод самолета на ВПП, причем пересечение входной
кромки на ВПП должно происходить на высоте 15 м.
Рассмотрим стандартную схему захода на посадку самолета
Ил-62.
На прямолинейном участке полета при пролете траверзы
ДПРМ на скорости не более 400 км/ч по прибору выпускается шас-
.53
Рис. 2.22. Скорости на посадке (63 =
=30°):
/—максимальная скорость пересечения поро-
га ВПП; 2—расчетная скорость пересечения
порога ВПП; 3—минимальная скорость при-
земления
си самолета. Режим работы дви-
гателей устанавливается таким,
чтобы к моменту выполнения тре-
тьего разворота скорость полета
составляла 360—400 км/ч. Между
третьим и четвертым разворота-
ми выпускаются закрылки на
угол 15°. Скорость при этом дол-
жна быть не менее 320—340 км/ч
в зависимости от посадочной мас-
сы самолета. Четвертый разворот выполняется на скорости 320—
340 км/ч. Полностью на угол 30° закрылки выпускаются перед вхо-
дом в глиссаду. Полет по глиссаде выполняется на скорости 270—
280 км/ч в зависимости от посадочной массы самолета. Выпуск зак-
рылков следует производить только в прямолинейном полете. При
выпуске механизации необходимо следить за синхронностью дви-
жения правого и левого закрылков. Если появляется крен, выпуск
следует прекратить и произвести посадку с механизацией крыла в
том положении, при котором началось кренение. Выпуск механиза-
ции требует перебалансировки самолета, особенно при довыпуске
закрылков на угол 30*°. Усилия на штурвале снимаются соответст-
вующим отклонением стабилизатора, обеспечивая положение руля
высоты, близкое к нейтральному (±2°).
Снижение по глиссаде выполняется на постоянной скорости и с
полностью отклоненными закрылками. Постоянная скорость на
глиссаде поддерживается за счет изменения режима работы дви-
гателей. Поэтапный выпуск механизации, завершаемый до входа в
глиссаду, и неизменная конфигурация самолета на глиссаде позво-
ляют избежать вблизи земли больших перемещений штурвала.
В соответствии с требованиями НЛГС скорость полета по глис-
саде имеет 30%-ный запас от скорости сваливания. Повышенный
по сравнению со взлетом запас по скорости необходим для обеспе-
чения маневрирования самолета при выдерживании глиссады и
подхода к порогу ВПП. Скорости полета по глиссаде в зависимо-
сти от посадочной массы самолета при закрылках, отклоненных на
угол 30°, приведены на рис. 2.22.
Скорости захода на посадку определены исходя из значения
максимального коэффициента подъемной силы Суатах= 1,85, так
что
г
'-'уаз.п
Суа max.
1,32
— = 1,10.
1,69
54
При полете на рекомендованных скоростях, соответствующих
Суизл1, угол атаки самолета будет 6,0°. Угол тангажа -О' при поле-
те по стандартной глиссаде с углом залегания 0ГЛ = —2,7° составит
0'-=—2,7° +6,0°—3°~0°, где 3° — угол заклинения крыла относи-
тельно оси фюзеляжа.
Минимальная скорость полета по глиссаде 270 км/ч, она обес-
печивает 10%-ный запас от минимальной эволютивной скорости
ухода на второй круг с одним отказавшим критическим двигате-
лем.
Минимальная эволютивная скорость ухода на второй круг с од-
ним отказавшим двигателем получена в летных испытаниях и со-
ставляет 240 км/ч.
Для выдерживания постоянной скорости на глиссаде устанав-
ливается одинаковый режим работы для всех двигателей.
Потребную тягу двигателей можно определить по формуле
^иотр"^ ’
\ /\ /
где К — аэродинамическое качество самолета, соответствующее
з.п-
При полете по стандартной глиссаде с максимальной посадоч-
ной массой режим работы двигателей составляет 0,47V и вертикаль-
ная скорость снижения 3,4—3,6 м/с.
Собственно посадка
Собственно посадка — это движение самолета с высоты 15 м
до полной его остановки после приземления и пробега. Посадка
состоит из воздушного участка и пробега (см. рис. 2.21), при этом
расстояние, которое проходит самолет, называется посадочной дис-
танцией.
В процессе посадки самолет должен погасить вертикальную
скорость снижения, чтобы «мягко» коснуться земли, без повторно-
го отделения. Мягкая посадка считается при вертикальной скоро-
сти в момент касания ВПП не более 1,5 м/с. Для уменьшения вер-
тикальной скорости производится выравнивание самолета, для че-
ю на высоте начала выравнивания командир корабля, отклоняя
штурвал на себя, создает небольшую перегрузку, под действием
которой уменьшается угол наклона траектории. Траектория вы-
равнивания при постоянной перегрузке представляет собой кривую,,
близкую к дуге окружности. Выравнивание производится с таким
расчетом, чтобы к его окончанию самолет «мягко» коснулся ВПП.
Если темп отклонения штурвала на себя будет недостаточным, то к
моменту7 касания вертикальная скорость не будет погашена и воз-
можна грубая посадка. При высоком темпе выравнивание заканчи-
вается на некоторой высоте над ВПП и касание происходит после
участка выдерживания. Самолет касается ВПП в процессе потери
скорости и подъемной силы. Наличие участка выдерживания зна-
чительно увеличивает длину воздушного участка, а следовательно,
и посадочную дистанцию.
55
Рис. 2.23. Схема сил, действующих на самолет на участке выравнивания
На участке выравнивания происходит увеличение угла атаки
и прирост подъемной силы ДУа. При увеличении угла атаки воз-
растает п сила лобового сопротивления Ха, к тому же от уменьше-
ния наклона траектории уменьшается составляющая веса G2, что
приводит к некоторой потере скорости (рис. 2.23).
Наименьшая длина воздушного участка получается, если вы-
держивать траекторию, близкую к траектории полета по глиссаде,
т. е. без участка выравнивания, в этом случае она составит около
400 м. Однако вертикальная скорость в момент касания будет прак-
тически равна скорости снижения по глиссаде, что недопустимо.
Для выполнения мягких посадок при небольших воздушных
участках на самолете Ил-62 принята следующая техника пилоти-
рования. С высоты 15 м самолет надо выдерживать на глиссадной
траектории, а на высоте 5—8 м — начать выполнение маневра вы-
равнивания. Для уменьшения скорости касания, убедившись в точ-
ности расчета, необходимо плавно уменьшить режим всех двига-
телей до малого газа. При такой методике длина воздушного уча-
стка составляет 500—550 м, а скорость касания на 15—20 км/ч
меньше скорости полета по глиссаде. Скорость касания (см.
рис. 2.22) не должна быть менее 235 км/ч.
Длину воздушного участка с высоты 15 м можно приближен-
но определить по формуле
у 15 Н Н.В I 2//н.В
tg 0гл 1g 9гл
где //„.в — высота начала выравнивания; 9ГЛ — угол наклона глис-
сады.
Пробег представляет собой заключительный этап посадки,
включающий прямолинейный участок движения самолета по ВПП
с момента касания колесами ВПП до полной остановки. В процес-
се пробега кинетическая энергия 'самолета вследствие работы сил
торможения должна быть уменьшена до нуля. На самолет при про-
беге кроме аэродинамических сил Ya и Ха действуют силы от поса-
дочной массы, реакции земли NH и Хтл, трения и силы тяги двига-
телей (рис. 2.24).
56
Рис. 2.24. Схема сил, действующих на
самолет на пробеге
Непосредственно в торможе-
нии самолета участвуют только
силы, действующие против нап-
равления движения самолета, при
этом сила трения существенно за-
висит от вертикальной нагрузки
на колеса.
Аналогично ускорению на разбеге запишем замедление само-
лета на пробеге
V=±-(R + Xa + Frf),
Чтобы получить наибольшее замедление, необходимо, чтобы
каждое слагаемое в скобках имело максимальное значение на про-
тяжении всей длины пробега. Рассмотрим, в каких случаях и при
какой технике пилотирования можно получить наибольший эффект
от тормозящих сил.
Тяга двигателей. Перед касанием двигатели работают на режи-
ме малого газа, а после опускания носовой опоры включается ре-
верс тяги двигателей. Реверс тяги на самолете Ил-62 является
эффективным средством торможения, особенно на влажных ВПП,
имеющих пониженный коэффициент сцепления. Как правило, ра-
бота двигателей на режиме реверса допускается на скоростях не
менее 120 км/ч, так как на меньших скоростях возможно попада-
ние горячих газов в воздухозаборники двигателей.
Наибольший эффект дает раннее включение реверса тяги, так
как с уменьшением скорости падает обратная тяга и следует учи-
тывать приемистость двигателя от малого газа до максимальной
обратной тяги, которая составляет 5—6 с. При необходимости раз-
решается выводить двигатели на режим реверса тяги на высоте вы-
держивания 1—2 м.
Аэродинамическое сопротивление. С уменьшением скорости са-
молета уменьшается его аэродинамическое сопротивление, а так
как касание происходит сравнительно на небольших скоростях и
основная часть пробега происходит с углом атаки 3°, то его влия-
ние на длину пробега невелико. Отклонение интерцепторов в ос-
новном способствует резкому уменьшению подъемной силы.
Следует отметить, что возрастание лобового сопротивления
при пробеге на углах атаки, близких углу атаки при касании са-
молета ВПП (а«8°), не. увеличивает суммарную тормозную силу,
а, наоборот, уменьшает, так как при этом резко падает эффектив-
ность тормозной системы.
Сила трения. Сила трения на пробеге складывается из силы
трения качения колес передней опоры FH и силы трения основных
опор самолета Frn, реализуемой тормозной системой самолета:
57
л тр л н Г7 гл>
Лл = /„АЛгл = /г>/<гл (О - Ya),
где /н — коэффициент трения качения, равный 0,03; /гл — коэффи-
циент трения, реализуемый тормозами колес и принимаемый рав-
ным в среднем 0,2; Кн и Ктл — доля вертикальной нагрузки само-
лета, приходящейся на переднюю и основные опоры самолета со-
ответственно, эти коэффициенты зависят от центровки самолета и
обычно принимаются равными Л'н = 0,1 и Кгл = 0,9.
Очевидно, что сила трения создается на тормозных колесах.
При посадочных углах атаки а = 8 ... 10°, что соответствует
£^=1,4 ... 1,5, нормальная сила (G—Ya), действующая на основ-
ные колеса, мала и тормоза колес практически не работают. Для
эффективной работы тормозов необходимо «загрузить» колеса, т. е.
как можно быстрее уменьшить величину подъемной силы. Это до-
стигается путем опускания носа самолета, т. е. уменьшения угла
атаки, а также выпуском интерцепторов в тормозном режиме. Ко-
эффициент подъемной силы Суа при этом уменьшается до 0,3—0,35.
Реализуемый коэффициент трения /тр зависит от давления в тор-
мозной системе и состояния полосы.
Установленная на самолете тормозная система обеспечивает на
сухой бетонной ВПП средний коэффициент трения 0,2. Летные ис-
пытания и расчеты показали, что замедление самолета на пробеге
по сухой бетонной ВПП в основном характеризуется работой тор-
мозной системы. Тормоза колес принимают на себя до 70% всей
кинетической энергии.
Длина пробега рассчитывается теми же методами, что и разбег,
приближенную формулу можно записать в виде
Чроб- •
Влияние различных эксплуатационных факторов, таких как
температура и давление на аэродроме посадки, уклон ВПП, про-
дольная составляющая скорости ветра и посадочная масса, на дли-
ну пробега оценивается так же, как и при разбеге.
Потребная посадочная полоса. С учетом возможных отклоне-
ний и ошибок в технике пилотирования при выполнении посадок и
для обеспечения надлежащего уровня безопасности в соответствии
с требованиями НЛГС вводится понятие потребная посадочная ди-
станция £ппд , которая определяется
^ппд == К (£в.у + ^'проб)-’
где К — коэффициент запаса полосы, принимаемый равным 1,67
для аэродрома назначения и 1,43 для запасного.
При всех ожидаемых условиях эксплуатации потребная поса-
дочная дистанция не должна превышать располагаемую длину
ВПП.
58
Допустимая посадочная
масса самолета Ил-62 из усло-
вия располагаемой длины ВПП
аэродрома назначения опреде-
ляется по номограмме потреб-
ной посадочной дистанции
(рис. 2.25).
Уход на второй круг
Уход на второй круг может
быть вызван различными при-
чинами, например превышени-
ем скорости и высоты при про-
лете входной кромки ВПП,
ухудшением метеоусловий и
т. д. Самолет Ил-62 имеет воз-
можность ухода на второй круг
на любом участке захода на
посадку как при всех работаю-
щих двигателях, так и с одним
выключенным. Минимальная
высота ухода на второй круг
при всех работающих двигате-
лях 15 м, при одном неработа-
ющем — 30 м.
Приняв решение об уходе на
второй круг, командир корабля
увеличивает режим работы
двигателей до взлетного и пе-
реводит самолет из режима ус-
тановившегося снижения в на-
бор высоты, сохраняя ско-
рость, равную скорости захода
на посадку. От момента дачи
газа до момента появления по-
ложительной вертикальной
скорости происходит некоторая
потеря высоты («просадка» самолета). Для увеличения верти-
кальной скорости сразу после перевода самолета в набор высоты
следует убрать шасси самолета. После преодоления препятствия
на высоте не менее 50 м в несколько этапов убирается механиза-
ция и производится набор высоты 400—450 м, устанавливается не-
обходимый режим работы двигателей, после чего принимается ре-
шение о повторном заходе на посадку или уходе на запасной аэро-
дром.
Возможность ухода на второй круг характеризуется так же, как
и на взлете, градиентом скороподъемности. Минимальный гради-
Рис. 2.26. Максимальная посадочная масса самолета из условия безопасного
набора высоты при уходе на второй круг (б3 = ЗО°; шасси самолета выпущено;
режим работы двигателей — взлетный; -система кондиционирования включена;
противообледенительная система (ПОС) выключена; при включении ПОС полу-
ченный по номограмме градиент следует уменьшить на 1,5о/о)
80 90 100 rn noC'T
ент скороподъемности с одним отказавшим двигателем во всех
ожидаемых условиях эксплуатации должен быть не менее 2,7% при
условии, что три двигателя работают на взлетном режиме, меха-
низация — в посадочном положении, шасси самолета выпущено.
Исходя из этого требования строится номограмма для определе-
ния допустимой посадочной массы во всем диапазоне ожидаемых
условий эксплуатации (рис. 2.26).
Набор высоты, полет по маршруту, снижение
Набор высоты
В установившемся прямолинейном полете значение располагае-
мой тяги двигателей соответствует тяге, потребной для преодоле-
ния лобового сопротивления самолета.
Если располагаемая тяга больше потребной, то самолет может
либо разгоняться в горизонтальном полете, либо выполнять полет
с набором высоты. Если располагаемая тяга меньше потребной,
то полет самолета сопровождается торможением (уменьшением ско-
рости) или потерей высоты (рис. 2.27).
Обычно рассматриваются два этапа полета, на которых необ-
ходимо иметь наиболее полное представление о характеристиках
набора высоты, — это полет вблизи земли, когда необходимо знать
запас высоты над препятствием, и полет, связанный с набором вы-
соты эшелона, когда должны быть известны характеристики скоро-
подъемности, с которой самолет выходит на режим крейсерского
полета. Поэтому, когда рассматривается переход самолета в на-
бор высоты после взлета, то характеристики представляются гра-
диентом набора и запасом высоты над препятствием.
Градиент набора высоты T]H=tg 0 • 100% обычно выражается в
процентах и представляет собой отношение изменения высоты к
60
Рис. 2.27. Потребные и располагаемые тяги (стандартные атмосферные усло-
вия; режим работы двигателей — номинальный; тПол = 161,6 т)
изменению горизонтальной дистанции (рис. 2.28). Когда же рас-
сматривается полет самолета по маршруту, то для планирования
полета необходимо располагать данными по скороподъемности
(вертикальной скорости), расходу топлива и дальности на наборе
высоты.
При наборе высоты, когда располагаемая тяга двигателей пре-
вышает лобовое сопротивление, движение самолета по траектории
может сопровождаться изменением скорости полета и угла набора
высоты.
Разложив вектор веса на составляющие, параллельную и пер-
пендикулярную траектории движения (рис. 2.29), и применив ус-
ловия статического равновесия, получим
R-Xa-C sin 9— — ~ = 0,
g dx
И ——О cos 9—0.
g dx
Уравнение (2.11) можно записать в следующем виде:
sin 9=± [r-хЛ
G \ g dx ) G g dx
Вертикальная скорость набора высоты Vv равна вертикальной
составляющей скорости полета по траектории, т. е. VrJ/ = Vsin9,
--Д (2.14)
(2.11)
(2. 12)
(2.13)
или
а
g dx
61
Рис. 2.28. Градиент набора высоты (стандартные атмосферные условия; режим
работы двигателей — номинальный; пгПол = 161,6 т)
Значение ускорения dVjd-x можно представить как ^— — d— —
dx dh dx ,
____ „ dh (R—Xa)V V dV dh
g dh dx '
{R~Xa)V
поэтому
y dx
ИЛИ
dh Л , V dV
—— I 1-j —
dr \ g dh
откуда
. _ dh
y dx
— У» л \
7-^1
G /
V dV
g dh
(2.15)
G
G
Таким образом, если набор высоты выполняется на постоянной
, , У dV п
воздушной скорости, то коэффициент ускорения--------=0 иурав-
g dh
нение (2.15) примет вид
. R~X,
y~~ G
(2. 16)
Уравнение сил в проекции на нормаль к траектории движения
представляет собой уравнение ускорения в направлении, перпен-
дикулярном к траектории движения, и может быть представлено
ь виде
ra-Gcos9=- —У — .
а g dx
(2. 17)
Составляющая правой части уравнения Vc/9/t/T представляет
собой центробежное ускорение, характеризующее движение по
траектории с угловой скоростью, равной dbfdx.
Рис. 2.29. Схема сил, действующих на самолет при наборе высоты
Для пассажирских самолетов, у которых тяговооруженность
R/G находится в пределах 0,1—0,15, набор высоты выполняется при
значениях dtildr, близких к нулю, поэтому уравнение (2.17) может
быть записано в следующем виде:
ra-Gcos9 = 0
(2. 18)
или Ya — G cos 9.
Набор высоты выполняется с углами наклона траектории, не
превышающими 10—15°, что позволяет считать значение cos 0 близ-
ким к 1,0 и рассчитывать характеристики набора высоты с доста-
точной для практики точностью, исходя из условий горизонтально-
го полета.
Таким образом, для заданной массы самолета и высоты полета
максимальное значение вертикальной скорости набора высоты, как
следует из уравнения (2.16), будет при скорости, на которой про-
изведение скорости на разность между располагаемой тягой дви-
гателя и лобовым сопротивлением будет наибольшей (см. рис. 2.28).
Истинная скорость, соответствующая максимальной скороподъ-
емности, увеличивается с увеличением высоты полета, поэтому для
того, чтобы поддерживать максимальную величину вертикальной
скорости набора высоты, самолет должен разгоняться вдоль тра-
ектории полета. Расчетами определяется скорость при наборе вы-
соты, выдерживая которую, пилот может обеспечить максималь-
ную скороподъемность для выхода на заданную начальную высоту
крейсерского полета.
Как правило, планируемая скорость набора устанавливается в
виде приборной скорости и приборного числа М.
63
Рис. 2.30. Вертикальные скорости при наборе высоты (стандартные атмосфер-
ные условия; режим работы двигателей — номинальный; тПол = 161,6 т)
Расчеты показывают, что истинная воздушная скорость, соот-
ветствующая наивыгоднейшей скороподъемности, изменяется при
изменении высоты и по величине близка к постоянному значению
индикаторной скорости на земле.
Вертикальная скорость, время, количество топлива и дальность
при наборе высоты. Систематическими расчетами на основании
решения системы уравнений (2.11) и (2.12) для установленного
наивыгоднейшего профиля изменения скорости набора определяет-
ся вертикальная скорость, время, количество топлива и дальность
при наборе для заданного (номинального) режима работы двига-
телей (рис. 2.30, 2.31). В точках, где вертикальная скорость набо-
ра высоты составляет 0,5 м/с, считается, что самолет достигает
практического потолка.
Зная изменение вертикальной скорости набора по высоте, мож-
но определить время, количество расходуемого топлива и дальность
при наборе высоты (рис. 2.32).
Как уже указывалось, Vy=dh/dr, откуда dr~dh!Vy, тогда
/3 Л3
Интегрируя, получим
(2-19)
v У
где hi и //2 — истинные высоты; Ат —время набора высоты от
Ih до h2.
6 4
Рис. 2.31. Скорости при наборе высоты (стандартные атмосферные условия; ре-
жим работы двигателей—номинальный; РЛЭ—Руководство по летной эксплуа-
тации)
При расчете времени набора уравнение (2.19) дает удовлетво-
рительные результаты во всем диапазоне высот и особенно на
малых высотах. На высотах вблизи потолков для получения более
точных результатов приращение высот следует уменьшать. Как
следует из уравнения (2.19), вблизи практического потолка время
набора значительно увеличивается, поскольку вертикальная ско-
рость существенно уменьшается.
Простейший способ определения времени набора состоит в по-
следовательном, шаг за шагом, численном интегрировании функ-
ции 1/V’y —/ (высота) для малых изменений высоты.
Рис. 2.32. Характеристики набора высоты (стандартные атмосферные условия;
режим работы двигателей — номинальный)
3 1564
65
С помощью соотношений
L.km Т'Мин
Д^ = ^срДт и Д/пт>наб=С?с?Дг
(2. 20)
можно определить количест-
во расходуемого топлива и
изменение дальности при
наборе высоты (VCp и QCp —
средние значения скорости
часового расхода топлива
при наборе заданного ин-
тервала времени).
Полученные результаты
представляются в графиче-
ском изображении. В «Руко-
водстве по летной эксплуа-
тации самолета Ил-62» ука-
занные характеристики
представляются в виде се-
ток номограмм. Типовые но-
мограммы показаны на рис.
2.33.
Отклонение температуры
воздуха от стандартной при-
водит к изменению скоро-
подъемности, поэтому при
высоких температурах в свя-
зи с уменьшением верти-
кальной скорости время,
дальность и количество рас-
ходуемого топлива при на-
боре высоты увеличиваются,
при низких температурах
имеет место обратное.
Полет по маршруту
В процессе полета само-
лета энергия топлива пре-
образуется в работу силы
тяги. Это преобразование
сопровождается расходом
топлива и соответствующим
уменьшением полетной мас-
сы самолета. Расход топли-
ва в крейсерском полете мо-
жет характеризоваться зна-
чением удельной дальности,
представляющей собой при-
ращение дальности в результате расходования одного килограмма
топлива. Удельная дальность I (км/кг) выражается следующим об-
разом:
(/)=~4£- (2-21)
Д/п
Отрицательный знак в уравнении (2.21) определяется отрица-
тельным изменением Am, связанным с уменьшением массы само-
лета вследствие расхода топлива.
При малых приращениях AL и Ат (в пределе приближающих-
ся к нулю) уравнение принимает вид
dL=-~ldm. (2.22)
Умножив правую часть уравнения (2.22) на отношение m/m, по-
лучим
dL=-lm~ , (2.23)
т
где 7 m — фактор дальности.
Полагая фактор дальности постоянным в малом диапазоне из
менения полетных масс, получим
£
т2
i dm
J т
mi
ИЛИ
Ь = (тГ) In
т2
L = 2,3 (ml) log-^.
m2
(2.24)
Уравнения (2.24) для расчета дальности можно записать и в
иной форме.
Удельную дальность (км/кг) можно представить состоящей из
двух множителей
(2.25)
Часовой расход топлива Q можно определить как удельный
расход топлива CR (кг топлива в час на кгс тяги), умноженный
на создаваемую тягу R. Таким образом,
Q=CrR. (2.26)
Подставляя уравнение (2.26) в уравнение (2.25), получаем
l = VjCRR.
(2. 27)
Для выполнения дальнейших преобразований следует напом-
нить, что в горизонтальном полете самолета тяга двигателей равна
лобовому сопротивлению, а подъемная сила — полетной массе, по-
этому тяга в уравнении (2.27) может быть заменена выражением
V2
лобового сопротивления Xa = CXaSQ .И если числитель умно-
3*
67
Рис. 2.34. Поляры самолета
Рис. 2.35. Зависимость МЛшах от числа М
жить на подъемную силу самолета Уа = СУа$$ а знаменатель
на т (массу самолета), то равенство (2.27) не нарушится.
/у,
------М, поэтому уравнение
То
записать в следующем виде:
/ =—L Zk м
Подставляя уравнение
(2.27) можно
«о1/ -у-
—МА"
т
получим
или
т
1 а
(2.28) в уравнение (2.22),
Полагая все значения вне знака интеграла постоянными, име-
ем
L =----*---£о м /< In (2. 29)
G/? ™2
Это уравнение показывает, что если в малом диапазоне измене-
ния полетных масс удельный расход топлива CR принять постоян-
ным, то наибольшую дальность в крейсерском полете самолет
будет иметь при произведении М/С стремящемся к максимальному
значению.
68
Рис. 2.36. Зависимость приведен-
ной потребной тяги от числа М
Максимальное значение
произведения МК может
быть определено из обработ-
ки поляр самолета (зависи-
мостей C//a = f(Cxa) для раз-
личных чисел М полета
(рис. 2.34). Для этого из на-
чала координат к каждой
поляре (при соответствую-
щих числах М) проводятся
касательные, в точке каса-
ния определяются макси-
мальные значения отноше-
ния Суа/Сха, или максималь-
ное аэродинамическое каче-
ство /Стах- Поскольку В уКЗ-
занных точках поляры полу-
чено /Стах, то и произведе-
ние КтахМ для данного чис-
ла М тоже будет максималь-
ным.
Построив зависимость
(КтахМ) по числам М, мож-
но определить оптимальное
число М, которому будет соответствовать максимальное значение
произведения (КМ)тах.
Проведенная таким образом обработка поляр самолета Ил-62
показывает, что наибольшее значение /СгаахМ самолета обеспечива-
ется в диапазоне чисел М = 0,74 ... 0,79 (рис. 2.35).
Фактор дальности полета самолета. Параметры, характеризу-
ющие режим крейсерского полета, можно определить, пользуясь
графиком обобщенных крейсерских характеристик, построенных в
R
координатах: потребная приведенная тяга двигателей 110гр в за-
Р/Ро
висимости от числа М полета (рис. 2.36).
Число М полета, соответствующее максимальной дальности для
заданного значения приведенной массы, определяется точкой, в ко-
торой параметр удельной дальности, определяемый по сеткам но-
мограмм (см. рис. 2.38) будет максимальным.
Кривая, соединяющая точки минимальных расходов, представ-
ляет изменение числа М по приведенной массе при полете на мак-
симальную дальность.
Вычисляя фактор дальности ml в указанных точках и пред-
ставляя его в виде графика (рис. 2.37), можно определить опти-
69
Рис. 2.37. Зависимость фактора дальности от приведенной массы самолета
мальное значение приведенной массы-----гобеспечивающей полу*
Р/А)
чение максимальной дальности.
Сопоставляя полученные максимальные значения фактора даль-
ности ml с фактором дальности, полученным по результатам пла-
нирования полета для условий, не соответствующих оптимальным,
можно определить относительное изменение дальности при полете
в условиях, отличных от оптимальных.
Типы крейсерского полета. Наиболее характерные режимы
крейсерского полета могут быть определены по сеткам номограмм
удельных дальностей — зависимостей Т от массы, числа VM и вы-
соты полета (рис. 2.38).
На сетках номограмм удельных дальностей выделены: область,
охватывающая диапазон от максимальных значений до 99% их
максимального значения. Режимы полета в этой области характе-
ризуются предельными возможностями самолета по дальности.
Справа от этой области полет самолета ограничивается максималь-
ными разрешенными в эксплуатации скоростью Ккр = 600 км/ч и
числом М = 0,83, а также располагаемой тягой двигателей НК-8-4
при частоте вращения ротора цв.д = 6680 об/мин на номинальном
режиме работы двигателей.
Слева от области максимальных значений удельных дальнос-
тей режимы полета ограничиваются минимальной скоростью в ус-
ловиях нормальной эксплуатации 'и соответствующей полету на
углах атаки а = ам.к (при максимальном значении аэродинамичес-
кого качества). Значения этих скоростей используются при полете
в режиме ожидания (разрешения выполнения захода на посадку),
так как характерным для них является полет с минимальным часо-
вым расходом топлива.
70
1,км/кг
0,16
Imax
0,15
т=80т
.0,99 tmax | |
Постоянное число М-0,78
крейсерского полета —
rfO
Д13
Максимальная
ч. крейсерская^
\тяга( жар-
ений, день)
'^-~^ЛСТ+1О°с
0,11
1OQ
-.-y
/20
0,10
009 ____
0,65
^,+10°^
t ст
tCT-io°c
0,8 М
У, км/ч
Максимальная крейсерская
тяга (стандартный день)—
0.7 0.75
Рис. 2.38. Зависимость удельной дальности от числа М и массы самолета (стан-
дартные атмосферные условия; Н— 110 ОСО м)
Полеты в режиме ожидания рекомендуется выполнять на ско-
ростях, соответствующих минимальным или несколько их превы-
шающих (1,0—1,2) VM.K.
Кроме указанных режимов полет может выполняться также и
при заданной постоянной крейсерской скорости или числе М.
Исходя из сказанного наиболее типичными режимами крей-
серского полета самолета могут быть:
при постоянном числе М крейсерского полета и постоянном зна-
„ пг у,
нении приведенной массы-----. Выполнение полета в этом случае
р!ръ
осуществляется с непрерывным набором высоты (полет по «потол-
кам»), обеспечивается максимально возможная дальность, фактор
дальности — постоянный;
при постоянной высоте с уменьшением числа М крейсерского по-
лета и тяги двигателей на режиме, соответствующем 99% Gnax,
фактор дальности — переменный;
при постоянном числе М и высоте с уменьшением тяги, фактор
дальности — переменный;
при постоянном числе М с увеличением высоты при изменении
тяги (полет по эшелонам), фактор дальности — переменный;
на постоянной высоте с увеличением числа М при изменении тя-
ги (полет на постоянном режиме работы двигателей), фактор даль-
ности — переменный.
Влияние увеличения высоты полета в основном выражается в
71
Рис. 2.39. Зависимость удельной дальности от высоты (стандартные атмосфер-
ные условия)
увеличении удельной дальности. Но для больших масс самолета
потребности в тяге таковы, что на больших высотах могут быть
получены малые удельные дальности. Это означает, что для каж-
дой массы существует оптимальная высота полета, увеличиваю-
щаяся с уменьшением массы самолета. Для заданных крейсерских
условий полета строятся графики зависимости удельных дальностей
от высоты полета и массы самолета. Типовой график представлен
па рис. 2.39.
Максимальная высота полета для самолета Ил-62 12 200 м.
Наивыгоднейшую высоту для каждой массы можно определить по
фактору дальности, который используется для определения макси-
мальной дальности полета ил,и закона изменения крейсерской вы-
соты при полете на большую дальность (рис. 2.40). Чтобы полу-
чить максимальную дальность, полет самолета должен непрерывно
выполняться на оптимальной высоте.
Фактор дальности почти постоянен при выполнении крейсерско-
го полета на максимальную дальность или на большую дальность
с набором высоты.
При анализе графика, данного на рис. 2.37, можно сделать вы-
вод, что для получения максимальной дальности необходимо вы-
„ т
держивать постоянный параметр-----.
Р/Ро
Высота полета должна увеличиваться таким образом, чтобы
р/ро уменьшалось с тем же темпом, с которым должна уменьшать-
ся масса самолета вследствие расхода топлива. Это обеспечит по-
ли „
стоянную величину ——, но при этом требуется определенная
скороподъемность для набора высоты (что потребует тяги, несколь-
ко большей, чем для горизонтального полета).
При заданном условии крейсерского полета по графику рис. 2.39
строится зависимость удельной дальности от массы (рис. 2.41).
7Я
Рис. 2.40. Зависимость фактора дальности от массы самолета (стандартные ат-
мосферные условия)
Площадь под кривой с границами от минимальной до макси-
мальной массы самолета и есть полная дальность полета. Площадь
•определяется с помощью графического интегрирования в предпо-
ложении малого приращения массы и постоянства средней величи-
ны удельной дальности для каждого приращения массы (рис. 2.42)
ДА==7срДт?г.
Суммируя дальности, можно найти полную дальность А= Д£.
Для всех желаемых условий крейсирования можно построить
трафик дальности полета в зависимости от массы самолета.
Влияние температуры наружного воздуха на дальность полета.
Влияние температуры воздуха на дальность полета при всех рас-
сматриваемых условиях (за исключением эксплуатации с измене-
нием режима работы двигателей) незначительно.
В качестве примера рассматривается случай, соответствующий
условиям выполнения полета на большую дальность. При внезап-
ном увеличении температуры наружного воздуха во время полета
р
тяга двигателей, а следовательно, и величины------будут умень-
Р/Ро
шаться. Однако для выдерживания оптимальных условий, т. е. для
поддержания первоначальных значении---------- и числа М, тяга
Р/Ро
/ р \
/и . ,расп) должна быть установлена на уровне исходных значений,
\ Р/Ро '
для чего необходимо увеличить частоту вращения двигателя, что
приведет к увеличению удельного расхода топлива.
73
Рис. 2.41. Зависимость удельной дальности от массы самолета (стандартные
атмосферные условия)
Зависимость удельного расхода топлива от частоты вращения
двигателя НК-8-4 при стандартной температуре и при повышенной
температуре показана на рис. 2.43. Увеличение удельного расхода
топлива означает и ухудшение удельной дальности.
Поддерживая заданное число М в условиях повышенной тем-
пературы, получаем увеличение истинной воздушной скорости. Уве-
личение скорости приводит к некоторому увеличению удельной
Рис. '2.42. Интегральные кривые дальности полета
74
Рис. 2.43. Дроссельные характеристики по температуре
наружного воздуха (Я —1'1 СОЗ м; М=Э,78)
увеличения удельного расхода топлива. Влиянием температуры на
изменение характеристик от отбора воздуха на кондиционирование
пренебрегаем, как влиянием второго порядка. Так как
то
Имея
(р/ро)
(2. 30)
(2.31)
ИЛИ
___________Q___________
(количество двигателей)
получаем
количество)
двигателей)
М а0
—^= (/>/й,)(коли,еств”)
/ Т (/Vpo) 'двигателеи'
(2. 32)
При заданном числе М, массе самолета и высоте полета потреб-
ная тяга (сопротивление) самолета постоянна и не зависит от тем-
пературы (рис. 2.44).
Характеристика удельного расхода топлива может быть пред-
ставлена графиком (рис. 2.45).
I /~ Т R
Изменение CR / 1/ ----от------ и числа М для двигателя не
/ V То р/ро
75
Рис. 2.44. Зависимость приведен-
ной потребной тяги от числа М,
зависит от температуры. По-
этому согласно уравнению
(2.32) и значение удельной
дальности не зависит от тем-
пературы.
Когда полет выполняется
на режиме максимальной
крейсерской тяги, влияние
изменения температуры ска-
жется на удельной дально-
сти и скорости полета, так
как для компенсации умень-
шения тяги от изменения
температуры невозможно
увеличить режим работы
двигателей.
Изменение удельной
дальности в зависимости от
скорости полета иллюстри-
руется на графике рис. 2.38.
На рис. 2.39, где были
даны зависимости удельной
дальности от высоты, показана кривая максимальной дальности
полета. Если наступает ограничение по тяге, то высота для полета,
на максимальную дальность будет’недостижимой, как это показано,
на рис. 2.46.
В этом случае можно изменить скорость и высоту полета так,,
что значение удельной дальности улучшится по сравнению с тем,,
которое соответствует ограничению по тяге (рис. 2.46).
Для получения наивыгоднейшей удельной дальности для не-
скольких масс и заданной температуры при работе двигателей на
режиме максимальной крейсерской тяги необходимо:
для каждой массы для разных высот в точке пересечения кри-
вых, характеризующих удельную дальность и ограничение по тяге
;см. рис. 2.36), определить величину удельной дальности;
для каждой высоты построить график зависимостей удельной
дальности и числа М от массы, как показано на рис. 2.46 и 2.47.
По графику рис. 2.48 можно рассчитать кривые интегральной
дальности, подобные показанным на рис. 2.42, для наивыгоднейшей
(Zmax) или для 0,99 наивыгоднейшей (0,99Zmax) дальности полета.
Влияние скорости ветра и изменения высоты полета. Влияние
скорости ветра на заданной высоте полета проявляется в измене-
нии путевой скорости и, следовательно, в изменении времени про-
хождения заданной путевой дальности.
В действительности это не что иное как прохождение различ-
ной воздушной дальности.
76
Рис. 2.45. Зависимость дроссельных характеристик от числа М (стандартные
атмосферные условия; Н—'llQOQO м)
Рис.
н,м
11000
2.46. Зависимость удельной 10000
дальности от высоты
9000
3000
Рис. 2.47. Зависимость фактора дальности от числа М и высоты
77
Рис. 2.48. Зависимость удельной дальности от числа М и высоты:
1—скорость при 0,99 наивыгоднейшего значения удельной дальности; 2—скорость при наи-
выгоднейшем значении удельной дальности; 3—линия для оптимальной высоты и наивы-
годнейшего значения удельной дальности; 4—линия . при -0,99 наивыгоднейшего значения
удельной дальности
Поправка на влияние скорости ветра определяется следующим
образом: время полета самолета
, (2.33)
Vкрейс
где т — время полета, ч; L — штилевая воздушная дальность, км;
^крейс — скорость крейсерского полета, км/ч. Относительно земли
время полета
где Lw — путевая дальность, км; W — составляющая скорости
ветра, км/ч (попутный ветер принимается с положительным зна-
ком) .
Для одного и того же периода времени полета выполняется ра-
венство уравнений (2.32) и (2.33)
L _ Lw
^крейс Укрейс
откуда L= L„ , (2.35)
У крейс ± ™
78
Рис. 2.49. Влияние скорости ветра на путевую дальность (стандартные атмо-
сферные условия; тСц = 69,4 т; /ппзл = 161,6 т; полет по эшелонам 9—12 км;
М='Э,78)
Уравнение (2.35) используется для учета влияния ветра на путе-
вую дальность, типовой график см. на рис. 2.49.
Если ветер на высоте крейсерского полета таков, что желатель-
но изменить высоту полета (чтобы уменьшить потери из-за встреч-
ного ветра или чтобы увеличить выигрыш вследствие попутного
ветра), то необходимо проанализировать влияние ветра и измене-
ние удельной дальности полета на выбираемой высоте.
Малое изменение скорости ветра может не компенсировать по-
тери из-за изменения высоты полета.
Снижение
Как уже указывалось, если располагаемая тяга больше тяги,
потребной для горизонтального полета, то самолет будет или
разгоняться, или набирать высоту.
Когда располагаемая тяга меньше потребной, то самолет будет
замедлять движение или снижаться. Вертикальная скорость само-
лета при снижении выражается следующей формулой:
V,,-~ = Vsin 6. (2.36)
Уравнение движения самолета как сумма сил, действующих на
касательную и нормаль к траектории полета (рис. 2.50), может
быть записано в следующем виде:
J?_JC04-Osin 9-у(^-)=0; (2.37)
“Geos 0=0. (2.38)
79-
GSi>n 9
Рис. 2.50. Схема сил, действующих на самолет при снижении
Если принять допущения, сделанные при выводе уравнений, опи-
сывающих набор высоты, что темп изменения угла траектории по-
лета d^dx является малым, то уравнение (2.38) можно привести
к виду
ra=Gcos9. (2.39)
При нормальном снижении с эшелона угол 6 мал, поэтому
cos 9 может быть принят равным единице. Тогда уравнение (2.38)
приводится к виду Ya=G, однако если угол 0 достаточно велик
(10—12°), как, например, при аварийном снижении, необходимо
пользоваться уравнением (2.39).
Из уравнения (2.36) получаем
Подставляя sinO в уравнение (2.37), получим
• __2_ О dV —Q
а V dx g dx
Можно преобразовать это уравнение, умножая его на V/G:
(2.40)
G g dx dx
Но так как
dV ___ dV dh
di dh dx ’
то подставляя эту зависимость в уравнение (2.40), получим сле-
дующее выражение:
rf/t _ V(R-Xa)
du / V dV\ \ )
\ g dh J
80
Зная, что Vy — — вертикальная скорость снижения примет
форму равенства
__ V(Xa-R)
v у
(2. 42)
i, v dV
G I 1 + ,
\ g dh
Для определения вертикальной скорости снижения при посто-
янной истинной воздушной скорости (dV/dh = 0) необходимо знать
располагаемую и потребную тяги для заданных условий высоты и
скорости полета (рис. 2.51 и 2.52)
уу = Х&~Л1 . (2.43)
Максимальная вертикальная скорость снижения достигается
при скорости полета, на которой произведение V(Xa—7?) является
наибольшим (рис. 2.53, 2.54). Из графиков видно, что наибольшая
вертикальная скорость снижения получается при полете на при-
ближающихся к максимальным скоростям, разрешенных в экс-
плуатации.
Для получения наибольшей дальности при снижении необходи-
мо, чтобы угол глиссады при снижении 0 был минимальным.
Из уравнения sin 9 = Vv/V видно, что для того чтобы угол 0
был минимальным, необходимо получить минимальную величину
Уу/У-
Определив Vy/V из уравнения (2.43), получим
Из уравнения следует, что
минимальный угол глиссады
будет достигаться при скоро-
сти, на которой разйость Ха—R
будет минимальной. На рис. "
2.52 этому соответствуют об-
ласти, где кривые располага-
емой и потребной тяг становят-
ся параллельными.
На основании проведенных £
различных вариантов сниже-
ния можно сделать следующие
выводы:
минимальный угол планиро- §
вания на заданной высоте при-
Рис. 2.51. Характерные режимы сни- >
жения:
/—лобовое сопротивление еамолета; 2—
тяга двигателя при снижении
G
81
Рис. 2.52. Потребные и располагаемые тяги (стандартные атмосферные усло-
вия; /Ппол — 105 т; все двигатели работают)
близительно один и тот же для всех масс. При нулевой тяге мини-
мальный угол снижения одинаков для всех масс и достигается при
планировании на коэффициентах подъемной силы, соответствую-
щих максимальному аэродинамическому качеству;
максимальная вертикальная скорость снижения получается при
Рис. 2.53. Вертикальные скорости при снижении (стандартные атмосферные ус-
ловия; /ппол = Ю5 т; все двигатели работают; режим работы двигателей — ма-
лый газ):
/—скорость снижения, принятая в Руководстве по летной эксплуатации; 2— максимальная
скорость снижения, соответствующая максимальному углу снйжения и минимальному вре-
мени; 3—минимальная скорость снижения, соответствующая наибольшей дальности плани-.
рования
82
Рис. 2.54. Диапазон скоростей при снижении (стандартные атмосферные усло-
вия; «пол = 105 т):
1—скорость соответствует наибольшей дальности планирования; 2—скорость, принятая в
Руководстве по летной эксплуатации; 3—скорость соответствует максимальному снижению
и минимальному времени; 4—минимальная скорость, соответствующая наибольшей даль-
ности планирования; 5—скорость, принятая в Руководстве по летной эксплуатации; 6—мак-
симальная скорость, соответствующая максимальному углу снижения и минимальному
времени
при принятой скорости снижения вертикальная скорость будет
больше для меньшей массы;
влияние дополнительного сопротивления вследствие выпуска
шасси самолета или отклонения интерцепторов в тормозном режи-
ме проявляется в увеличении вертикальной скорости снижения.
Это обстоятельство используется при аварийном снижении.
Эксплуатация реактивного самолета на малых высотах приво-
дит к большему расходу топлива, поэтому всегда желательно оста-
ваться на крейсерской высоте до тех пор, пока не будет точно из-
вестно, что посадка может быть выполнена сразу после снижения.
Снижение с большими вертикальными скоростями может быть
ограничено также скоростью изменения давления в кабинах само-
лета.
Дальность, время и количество топлива при снижении. Для
целей планирования полета необходимы графики (рис. 2.55, 2.56),
позволяющие определить характеристики снижения: время, даль-
ность и количество топлива. Так как вертикальные скорости сни-
жения в зависимости от высоты и массы самолета известны, то вре-
мя, необходимое для снижения, может быть определено последо-
вательным интегрированием таким же образом, как и время набо-
ра высоты
где h\, h2 — истинные высоты; Ат — время снижения с высоты
hi до h2.
Дальность при снижении определяется произведением средней
скорости снижения на время при снижении
= ^ср.сцДТсц.
83
Рис. 2.55. Дальность, расход топлива, время при различных скоростях сниже^-
ния (стандартные атмосферные условия; тПОл = Ю5 т):
----------------минимальная скорость снижения, соответствующая наибольшей дальности
планирования; -- скорость снижения, принятая в Руководстве по летной эксплуа-
тации; ---------максимальная скорость снижения, соответствующая максимальному углу*
снижения и минимальному времени
Расходуемое при снижении топливо определяется произведени-
ем часового расхода топлива на время при снижении
Д /Zi-Г.СН ==: Qcp.'H^^CH"
Как указывалось, наибольшая вертикальная скорость снижения
достигается при скоростях полета, приближающихся к предельно
допустимым. При этом следует учитывать, что на больших верти-
кальных скоростях может иметь место быстрое изменение давле-
ния в герметичной кабине.
Режим работы (тяга) двигателя на снижении влияет на время,
дальность и количество расходуемого при снижении топлива.
Подробные данные по крейсерским характеристикам, рекомен-
дации по планированию полета, построению инженерно-штурман-
ского графика полета изложены в «Руководстве по летной экс-
плуатации самолета Ил-62».
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА
И ОСНОВНЫЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ
Разработка современного скоростного самолета — это комп-
лексная задача, в основе решения которой лежит компромисс меж-
ду противоречивыми требованиями аэродинамики больших и ма-
лых скоростей, массы, прочности, технологичности, эксплуатации.
Одним из важнейших факторов, определяющих технико-эконо-
мические характеристики самолета, является крейсерское число М.
полета при заданном уровне аэродинамического качества. Задача
84
Рис. 2.56. Характеристики при снижении (стандартные атмосферные условия; все двигатели работают; режим рабо-
ты двигателей — полетный малый газ; отбор воздуха на. наддув герметичной кабины включен);
а—дальность при снижении; б—расход топлива при снижении; в—-время при снижении
Рис. 2.57. Изменение относитель-
ного сопротивления элементов са-
молета при Сха, соответствую-
щем максимальному аэродинами-
ческому качеству:
/—крыло; 2— фюзеляж; 3—гондолы
двигателей; 4—вертикальное оперение
вместе с горизонтальным оперением;
Сха соответствует М=0,4
Рис. 2.58. Изменение коэффициен-
та лобового сопротивления само-
лета по углу атаки и числу М.
обеспечения потребного
крейсерского числа М связа-
на с обеспечением критиче-
ского числа М, при котором
на отдельных элементах са-
молета достигается ме-
стная скорость звука и
вследствие формирования
скачков уплотнения начина-
ет проявляться влияние сжи-
маемости. Обеспечение са-
молету Ил-62 максимально
возможного критического
числа М достигается как ре-
ализацией концепции аэро-
динамически «чистого» стре-
ловидного крыла при соот-
ветствующей профилировке, так и компоновкой самолета в целом.
Опыт аэродинамического проектирования указывает на целесо-
образность создания таких компоновок самолетов, чтобы первона-
чальное развитие волнового кризиса, а следовательно, и интенсив-
ный рост лобового сопротивления определялись основным элемен-
том, создающим подъемную силу, т. е. крылом.
Иначе говоря, критическое число М таких элементов самолета,
как оперение, гондолы двигателей и фюзеляж, должно превышать
критическое число М крыла.
Реализация этого положения применительно к самолету Ил-62
наглядно демонстрируется на графике изменения относительного
сопротивления элементов самолета по числу М при коэффициенте
подъемной силы, соответствующем максимальному аэродинами-
ческому качеству Суам.к (рис. 2.57).
Режимы крейсерского полета самолета вплоть до чисел М~0,8
(рис. 2.58) характеризуются практически неизменным значением
коэффициента лобового сопротивления СХа при коэффициенте
подъемной силы Суа м.к.
При дальнейшем увеличении чисел М более 0,8—0,82 заметно
возрастает сопротивление.
«6
Основная причина роста сопротивления на числах М более 0,8—
0,82 объясняется появлением на поверхности крыла области сверх-
звуковых течений и увеличением ее размеров по мере роста углов
атаки и чисел М полета.
Крыло самолета Ил-62 имеет следующие основные геометриче-
ские параметры:
площадь крыла (по базовой трапеции — за вычетом площади наплы-
вов), м2..............................................................254-
удлиноние . . . . . • ..........................7,1
сужение . . . . . . ...........................4,1
стреловидность, градус (по линии 1/4 хорд) .........................35
относительная толщина профилей по размаху, о/о
у корня..........................................................12.
ata конце.......................................................Н
По задней кромке крыла (рис. 2.59) от борта фюзеляжа до се-
чения, соответствующего относительному полуразмаху ~0,28, рас-
положен наплыв, образующая которого в плановой проекции пер-
пендикулярна борту фюзеляжа. Наплыв позволяет увеличить стро-
ительную высоту корневых сечений при принятой относительной
толщине и эффективно использовать пространство в корневой ча-
сти крыла для размещения основных опор шасси; кроме того, на-
плыв способствует более эффективной работе механизации задней
кромки крыла (известно, что эффективность закрылков па прямой
задней кромке выше, чем на стреловидной).
По передней кромке формируется специальный наплыв, так на-
зываемый «клюв», простирающийся от относительного полуразма-
ха ~0,45 до конца крыла. Передний наплыв образован удлинени-
ем на 10% местных хорд внешней части крыла в сочетании с не-
значительным отгибом вниз. Величина отгиба линейно изменяется
от начала переднего наплыва до его конца и составляет соответ-
ственно 4—4,25% местной хорды. Применение в компоновке перед-
ней кромки крыла специального наплыва позволяет улучшить ха-
рактеристики продольной статической устойчивости, особенно в.
области больших углов атаки. Общая площадь наплывов по перед-
ней и задней кромкам не превышает 10% площади базовой тра-
пеции крыла.
Аэродинамические свойства крыла определяются формой про-
филей, из которых оно скомпоновано, и их установкой по размаху.
Крыло самолета скомпоновано из классических профилей ЦАГИ
типа СР-5. В сечении по борту фюзеляжа установлен симметрич-
ный профиль С относительной ТОЛЩИНОЙ Cniax:=12%. Этот профиль
сохраняется при незначительной модификации носка в централь-
ной части крыла вплоть до сечения -~0,28 полуразмаха, соответст-
вующего концу заднего наплыва. Начиная с этого сечения профи-
лю придается прогрессивно нарастающая кривизна, достигающая-
на конце крыла /тах = 2% при относительной толщине профиля
с=11 %.
Крыло имеет геометрическую крутку, постепенно увеличиваю-
щуюся к концу крыла; максимальный угол геометрической крутки
RT
Рис. 2.59. Схема аэродинамической компоновки крыла:
по базовой трапеции крыла без учета отгиба носка составляет
<:тах= 4 .
Принятое сочетание геометрических параметров крыла позволя-
ет в эксплуатационном диапазоне крейсерских режимов полета по-
лучить практически оптимальный — близкий к эллиптическому за-
кон распределения нагрузки по размаху и относительно небольшое
индуктивное сопротивление.
Сформированная таким образом несущая поверхность аэроди-
намически «чистого» стреловидного крыла характеризуется аэро-
динамическими свойствами, позволившими при достаточно большой
толщине крыла обеспечить заданные скорости полета и благопри-
ятные характеристики в области больших углов атаки в крейсер-
ской конфигурации.
Как известно, другие конфигурации определяются в основном
отклонением средств механизации крыла.
По задней кромке крыла от борта фюзеляжа до сечения, соот-
ветствующего —0,62 полуразмаха, размещены однощелевые вы-
движные закрылки, обеспечивающие необходимый уровень несу-
щих свойств крыла на взлете и посадке. На каждом полукрыле
расположены по два закрылка; внутренний — от борта фюзеляжа
до конца заднего наплыва и внешний — от конца заднего наплыва
до сечения, соответствующего —0,62 полуразмаха крыла. Общая
площадь закрылков составляет 20% площади базовой трапеции
крыла.
Параметры щелей и выдвижения закрылков выбраны из усло-
вия реализации наибольшего приращения подъемной силы. Выдви-
жение закрылков при максимальном угле их отклонения 30° равно
приблизительно половине хорды закрылка, которая, в свою очередь,
составляет — 30% хорды базовой трапеции крыла.
Вдоль задней кромки каждого полукрыла от конца закрылков
и практически до конца крыла расположен элерон, состоящий из
трех секций с целью исключения влияния деформации крыла при
его отклонениях. На внутренней секции элерона установлен серво-
компенсатор, на средней — сервокомпенсатор и триммер. Общая
площадь правого и левого элеронов составляет —6,4% площади
крыла по базовой трапеции.
По верхней поверхности крыла перед внешними закрылками
расположены интерцепторы (по два на каждом полукрыле), кото-
рые предназначены для уменьшения подъемной силы крыла и соз-
дания дополнительного сопротивления при симметричном отклоне-
нии, а также для увеличения эффективности поперечного управле-
ния при их совместной работе с элеронами. Общая площадь ин-
терцепторов на правом и левом полукрыльях составляет —3,8%
площади крыла по базовой трапеции.
Принятое сочленение крыла с фюзеляжем по схеме низкоплан
определилось назначением самолета. Крыло самолета расположе-
но на расстоянии —54% длины фюзеляжа по 1/4 САХ, что харак-
терно для самолетов с расположением двигателей на хвостовой ча-
сти фюзеляжа.
8»
Угол установки крыла по бортовой хорде относительно про-
дольной оси самолета составляет + 30, что благоприятно сказыва-
ется на интерференции крыла с фюзеляжем на крейсерских режи-
мах полета и облегчает достижение необходимых углов атаки на
взлетно-посадочных режимах. Величина угла поперечного V кры-
ла, определяющего степень поперечной статической устойчивости,
составляет +3°1Г.
Уровень аэродинамического совершенства крыла может быть
оценен двумя основными факторами:
характером развития обтекания в области крейсерских углов
атаки при увеличении числа М полета;
характером развития срыва потока при выходе на углы атаки,
превышающие допустимые, включая углы атаки, соответствующие
сваливанию.
Насколько эффективно крыло для полетов на больших скорос-
тях можно судить по появлению зоны сверхзвукового обтекания
на схемах распределения давления, представляемых в виде изо-
бар — линий равных давлений (рис. 2.60, 2.61).
После превышения числа М = 0,79 ... 0,8 на углах атаки, соот-
ветствующих крейсерскому режиму полета, в отдельных сечениях
средней части верхней поверхности крыла по достижении местной
скорости звука образуется небольшое «сверхзвуковое пятно».
90
Увеличение числа М более 0,82 приводит к расширению облас-
ти сверхзвуковых течений и более активному проявлению влияния
сжимаемости: интенсивному росту лобового сопротивления и сни-
жению аэродинамического качества. Возникающая при этом лег-
кая тряска (скоростной бафтинг) свидетельствует о достижении
критического числа М.
Необходимо отметить, что при увеличении угла атаки обычному
стреловидному крылу вследствие усиления поперечных токов, на-
копления пограничного слоя вдоль размаха крыла свойственна
тенденция к более раннему отрыву потока и потере несущих свойств
в концевых сечениях и, как следствие, к появлению кабрирующего
продольного момента и снижению эффективности расположенных
на концах крыла элеронов.
Поэтому на самолете Ил-62 в дополнение к аэродинамической
п геометрической крутке крыла, способствующим увеличению кри-
тических углов атаки в концевых сечениях, применена специальная
конфигурация передней кромки, имеющая ступенчатый излом, ко-
торый служит генератором вихревого жгута (рис. 2.62).
Как известно, образующаяся за крылом вихревая пелена ужена
сравнительно небольшом расстоянии сворачивается в два конце-
вых вихревых жгута. С увеличением угла атаки мощность этих
вихрей растет, растет также и мощность вихрей, образующихся в
области излома передней кромки на правой и левой половинах
91
Рис. 2.62. Схема образо-
вания вихревых жгутов
за крылом
крыла. Распростра-
няясь при положи-
тельных углах атаки
над верхней поверх-
ностью крыла, вих-
ревые жгуты, гене-
рируемые в области
излома передней
кромки, создают
своеобразную аэро-
динамическую пере-
городку, препятст-
вующую перетека-
нию потока от корня
к концу крыла и раннему появлению срывных течений на концах
крыла.
Направление вращения вихря в области излома передней кром-
ки противоположно направлению вращения концевого вихря. При
этом составляющая индуцируемой им скорости способствует бла-
гоприятному характеру изменения скоса потока в области горизон-
тального оперения, сохраняя тем самым вклад горизонтального
.оперения в продольную статическую устойчивость до больших уг-
лов атаки.
Появление вихревого жгута, генерируемого изломом передней
кромки, происходит только на углах атаки, превышающих нор-
мальные крейсерские. Это наглядно подтверждается характером
изменения распределенной аэродинамической нагрузки и несущих
свойств по сечениям крыла. Вплоть до углов атаки, соответствую-
щих максимальному аэродинамическому качеству, подъемная сила
сечений вдоль размаха крыла сохраняется практически постоян-
ной, что обеспечивает распределение аэродинамической нагрузки
близкое к оптимальному (рис. 2.63).
При увеличении уг-
ла атаки по мере про-
явления действия вих-
ревого жгута в области
излома передней кром-
ки возникает скачко-
образное изменение
подъемной силы сече-
ний крыла. Такой ха-
рактер изменения
Рис. 2.63. Изменение подъ-
емной силы сечений крыла
вдоль размаха
Рис. 2.64-. Пространствен-
ная картина распределения
аэродинамической нагрузки
по крылу на угле атаки
а = 10° при М = 0,5
подъемной силы сече-
ний крыла сохраняет-
ся до достижения усло-
вий, соответствующих
срывному обтеканию.
Как следует из рас-
смотрения рис. 2.64
первоначальный срыв
потока на крыле может
ожидаться в области
излома передней кром-
ки со стороны корневых
сечений с постепенным распространением к борту фюзеляжа по
мерс увеличения углов атаки. Это подтверждается спектрами об-
текания при экспериментальных исследованиях модели самолета в
аэродинамической трубе и результатами летных испытаний.
Затягивание срыва в концевых сечениях крыла до больших уг-
лов атаки позволяет сохранить эффективность элеронов. Кроме
того, фиксирование срыва потока на средней части крыла позволи-
ло обеспечить меньший кренящий момент, чем при срыве в конце-
вых сечениях.
Положение излома и наивыгоднейшая форма перехода перед-
ней кромки в зоне излома были тщательно изучены и приняты на
основе систематизированных экспериментальных исследований па
моделях в аэродинамических трубах и летных испытаний.
Стреловидное крыло, позволяя обеспечить высокое крейсерское
число М полета, обладает недостаточными несущими свойствами на
малых скоростях, что приводит к затруднениям в достижении тре-
буемых взлетно-посадочных характеристик. Это обстоятельство
вызывает необходимость тщательного подбора средств увеличения
подъемной силы. Как уже отмечалось, крыло самолета Ил-62 аэро-
динамически «чистое». Это позволяет рационально использовать
его поверхность и строительный объем для размещения механиза-
ции. Требования, предъявляемые к взлетно-посадочным характе-
ристикам самолета, обусловили применение механизации крыла
лишь по задней кромке. На самолете применены однощелевые вы-
движные закрылки с дифференциальным отклонением секций в толь
размаха.
Применение щелевых выдвижных закрылков позволяет получить
прирост коэффициента подъемной силы крыла благодаря рацио-
нальному использованию следующих факторов:
вследствие отклонения закрылков — увеличения вогнутости
профиля (профиль с большей кривизной создает большую подъ-
емную силу);
93
в результате организации безотрывного обтекания хвостовой ча-
сти сильно вогнутого профиля — повышения устойчивости потока
над верхней поверхностью путем перепуска части воздушного по-
тока через профилированную щель между основной частью крыла
и закрылком;
вследствие выдвижения закрылков — увеличения несущей пло-
щади крыла.
Отклоненный закрылок оказывает существенное влияние на
характер распределения воздушной нагрузки по хорде и размаху
крыла: в зоне размещения закрылков на верхней поверхности ско-
рость потока и разрежение несколько увеличиваются; на нижней
поверхности скорость потока понижается и увеличивается давле-
ние, что в итоге приводит к образованию дополнительной подъем-
ной силы и некоторому смещению равнодействующей подъемной
силы назад к хвостовой части крыла. Смещение равнодействующей
подъемной силы назад вызывает приращение продольного момента
на пикирование. Способствуя увеличению подъемной силы крыла,,
отклонение закрылков вместе с тем ускоряет, несмотря на благо-
приятный эффект щели, развитие срыва потока на крыле, сдвигая
достижение максимальной подъемной силы в сторону меньших
углов атаки. Для каждого типа закрылка применительно к конк-
ретным условиям эксплуатации самолета существует свой, наивы-
годнейший угол отклонения, который обеспечивает требуемый при-
рост подъемной силы и необходимый уровень аэродинамического
качества.
Во взлетной и посадочной конфигурациях самолета Ил-62 за-
крылки отклоняются (по внешней секции) на угол 30°. При таком
отклонении на критическом угле атаки а=19 ... 20° обеспечивается
максимальное значение коэффициента подъемной силы Суатах~2,0,
что на ДСуа~0,4 больше величины коэффициента максимальной
подъемной силы с убранными закрылками (рис. 2.65).
Как при убранных, так и полностью отклоненных закрылках
зависимость Суа=/(а) имеет практически линейный характер-
вплоть до углов атаки а=18 ... 19°, существенно превышающих
максимальные углы атаки а=13°, установленные для эксплуа-
тации.
Полностью отклоненные закрылки обеспечивают приращение
коэффициента подъемной силы относительно исходной зависимости
с убранными закрылками на величину ДСуа^0,55. При нулевом
угле атаки значение коэффициента подъемной силы составляет:
Суа~0,4 (при полностью отклоненных закрылках); Суп~—0,15 (при
убранных закрылках).
Изменение продольных моментов (запас продольной статичес-
кой устойчивости) носит благоприятный характер вплоть до до-
стижения критических углов атаки а =19 ... 20°, после чего при
полностью отклоненных закрылках имеет место одновременное
уменьшение коэффициентов подъемной силы и изменение продоль-
ного момента в сторону кабрирования. Увеличению критических
углов атаки и благоприятному протеканию аэродинамических ха-
Суа
Рис. 2.65. Эффективность механизации крыла (фСт = —2°)
рактеристик в области критических углов атаки способствует нали-
чие на крыле переднего профилированного наплыва, о работе ко-
торого было сказано выше. Применяемая дифференциация углов,
отклонения секций закрылков по размаху (внешние секции откло-
няются па меньшие углы по сравнению с внутренними) способст-
вует наименьшим приростам лобового сопротивления и пикирую-
щего момента без заметной потери максимального значения коэф-
фициента подъемной силы.
Быстрое уменьшение подъемной силы крыла, необходимое в
первую очередь на пробеге и прерванном взлете, обеспечивается
симметричным отклонением интерцепторов, расположенных перед
внешними закрылками на верхней поверхности крыла.
Симметричное отклонение интерцепторов на угол 45° за время
не более трех секунд практически мгновенно уменьшает коэффици-
ент подъемной силы и таким образом позволяет полностью ликви-
дировать положительное приращение подъемной силы от откло-
нения закрылков. Использование интерцепторов на этих режимах
способствует увеличению нагрузки на шасси, более полному ис-
пользованию коэффициента трения пиевматиков и сокращению
длины пробега.
Характер изменения аэродинамических сил и моментов и эф-
фективность органов управления определяют характеристики са-
молета при маневрах и при балансировке на установившихся ре-
жимах полета.
Продольная статическая устойчивость самолета Ил-62 и эф-
фективность органов управления продольным движением (руль
высоты и стабилизатор) обеспечены во всем эксплуатационном
диапазоне режимов полета.
Продольная статическая устойчивость при фиксированном чис-
ле М. полета зависит от характера изменения коэффициента про-
дольного момента по углу атаки. Считается, что самолет облада-
ет продольной статической устойчивостью, если при изменении уг-
ла атаки или скорости полета происходит изменение продольного
момента, стремящееся возвратить самолет к исходному положе-
нию. При этом уменьшение угла атаки вызовет положительный
(кабрирующий) коэффициент продольного момента т2>0, а уве-
личение — отрицательный (пикирующий) коэффициент момента
mz<0, что свидетельствует о наличии соответствующих стабилизи-
рующих аэродинамических моментов, нарастающих по мере увели-
чения угла атаки. Степень продольной статической устойчивости
характеризуется при фиксированном положении центровки накло-
ном графической зависимости коэффициента продольного момен-
та mz по углу атаки а: чем больше наклон, тем устойчивее само-
лет.
При малых числах М благоприятное изменение коэффициента
продольного момента сохраняется как при убранных, так и при от-
клоненных закрылках вплоть до углов атаки, соответствующих до-
стижению коэффициента максимальной подъемной силы.
Для больших чисел М полета в крейсерской конфигурации про-
96
Рис. 2.66. Характеристики продольной статической устойчивости на крейсерских
режимах полета
текание коэффициента продольного момента по углу атаки, как
следует из рис. 2.66, имеет практически линейный характер изме-
нения даже по превышении углов атаки, соответствующих измене-
нию наклона зависимости Cya—f(a). Такой благоприятный харак-
тер изменения коэффициента продольного момента сохраняется
вплоть до углов атаки а~17 ... 18°, характеризующих достижение
коэффициента подъемной силы при нормальной перегрузке пу —
•-=2,0. Отмеченный характер протекания коэффициента продольно-
го момента и линейность зависимости Cya = f(ti) определяют удов-
летворительные характеристики продольной устойчивости. Посколь-
ку по превышении углов атаки а~8 ... 9°, соответствующих умень-
шению величины производной dCyalda, линейность в изменении ко-
эффициента продольного момента сохраняется, то это приводит к
увеличению запаса продольной статической устойчивости. Измене-
ние знака наклона зависимости коэффициента продольного момен-
та по углам атаки, т. е. продольная неустойчивость, отмечается на
углах атаки более 18—19°.
Эффективность руля высоты и стабилизатора, характеризуемая
приращением продольного момента на градус отклонения органа
управления, сохраняется практически неизменной вплоть до углов
атаки, соответствующих ожидаемому началу сваливания, и во всем
диапазоне отклонения органов продольного управления. Эффек-
тивность стабилизатора, определяемая производной коэффициента
продольного момента по углу отклонения стабилизатора, состав-
ляет —0,03 1/градус и сохраняется как при выпущенных,так
и при убранных закрылках при незначительном увеличении вели-
чины по мере возрастания числа М.
4 1564
97
Рис. 2.67. Эффективность органов продольного управления на взлетно-посадоч-
ных режимах полета
Эффективность руля высоты как в крейсерской, так и во взлет-
но-посадочной конфигурации (в том числе и при отклонении ста-
билизатора для балансировки при выпущенных закрылках) сос-
тавляет приблизительно одну треть эффективности стабилиза-
тора.
На крейсерском режиме полета с максимальным аэродинами-
ческим качеством самолет может быть сбалансирован на угле ата-
ки ~6° при нейтральном положении руля высоты и отклонении ста-
билизатора на угол приблизительно фСт~—2° или —1° соответст-
венно для передней ят = 27% и задней хт = 34% центровок. Для
маневрирования самолетом при изменении перегрузки в диапазоне
пу = 0,6 ... 1,5 достаточно отклонения руля высоты на углы бв~
« + (4 ... 5) ... —(4 ... 5)°. Переход от передней к задней центров-
ке характеризуется незначительным снижением степени продольной
статической устойчивости.
В качестве расчетных условий определения потребной эффек-
тивности продольного управления приняты условия балансировки
при заходе самолета на посадку и выполнении посадки. Планиро-
вание по глиссаде согласно требованиям норм должно выполнять-
93
ся на скорости, превышающей скорость срыва не менее чем на 30%.
Оценка эффективности продольного управления выполняется при
отклонении перегрузки от единичной на AzzJ/=±0,25, что соответст-
вует диапазону изменения углов атаки ц = 6 ... 12° (рис. 2.67).
Отклонение закрылков приводит к увеличению угла скоса по-
тока за крылом, что может оказать влияние на работу горизон-
тального оперения, уменьшая его вклад в создание стабилизирую-
щего продольного момента. С другой стороны, допустимые углы
атаки стабилизатора ограничиваются началом уменьшения произ-
водной подъемной силы горизонтального оперения по его углу ата-
ки dCya r.o/ddr.o вследствие появления срывов потока, в том числе
при наличии обледенения на 'стабилизаторе. Высокая эффектив-
ность горизонтального оперения сохраняется до углов атаки
аг.0 = — (16 ... 18)°.
При отрицательном приращении перегрузки и передней цент-
ровке хт = 27% САХ обеспечивается балансировка и достаточный
запас до критического угла атаки оперения при различных углах
отклонения руля высоты вплоть до максимальных на пикирова-
ние.
Таким образом, принятая аэродинамическая компоновка гори-
зонтального оперения и самолета в целом позволила обеспечить
эффективность органов управления продольным движением при
малом приросте сопротивления вплоть до максимально разрешен-
ных чисел М полета.
Вместе с тем общая компоновка самолета, потребовавшая раз-
мещения горизонтального оперения на верхней торцовой нервюре
киля, приводит к определенным особенностям в работе горизон-
тального оперения в области закритических углов атаки. По мере
увеличения углов атаки горизонтальное оперение дважды попада-
ет в возмущенную зону обтекания, вначале — вызванную крылом,
затем — гондолами двигателей.
Основным элементом, обеспечивающим необходимый запас про-
дольной статической устойчивости самолета, обычно является его
горизонтальное оперение. Анализируя характеристики продольной
устойчивости и геометрические размеры самолета Ил-62, видно, что,
несмотря па относительно небольшие размеры горизонтального
оперения, составляющего -—'15,8% от площади крыла при коэффи-
циенте статического момента Аг.о~0,49, приемлемые характеристи-
ки продольной устойчивости обеспечиваются во всем эксплуатаци-
онном диапазоне центровок, чисел М и углов атаки.
Это объясняется тем, что определенный вклад в продольную
статическую устойчивость самолета вносит также несущая поверх-
ность гондол двигателей, расположенных на пилонах в хвостовой
части фюзеляжа и характеризующихся сравнимой с размерностью
горизонтального оперения площадью в плане, составляющей при-
близительно 20% площади крыла (рис. 2.68).
Доля продольного стабилизирующего момента, создаваемого
гондолами, относительно небольшая до углов а~10 ... 12°, растет
по мере их увеличения. На углах атаки, соответствующих попада-
4*
99
8
Рис. '2.68. Влияние горизонталь-
ного оперения и гондол дви-
гателей на характеристики
продольной статической устой-
чивости:
----------- полная модель;---------
Модель без горизонтального опе-
рения; ——модель без горизон-
тального оперения и гондол
Рис. 2.69. Основные аэродинамические характеристики на закритических углах
атаки:
------полная модель; --------- модель без вертикального и горизонтального оперения;
------модель без вертикального и горизонтального оперения и гондол; о - козффиц юн г
нормальной силы
нию горизонтального оперения в спутный след от крыла и гондол,
эффективность его существенно уменьшается, а сохраняющийся
продольный момент на пикирование обеспечивается в основном
гондолами (рис. 2.69).
С появлением угла скольжения нарушается симметрия обтека-
ния самолета относительно вертикальной плоскости, а это приво-
дит к возникновению аэродинамических сил и моментов, вызываю-
щих рыскание и крен.
При наличии угла скольжения на боковой поверхности самоле-
та (особенно на фюзеляже и вертикальном оперении) возникает
боковая аэродинамическая сила Za, точка приложения которой, как
правило, не совпадает с центром масс самолета, вследствие чего
образуются моменты рыскания Му и крена Мх. С другой стороны,
наличие угла скольжения для самолета со стреловидным крылом
приводит к созданию моментов крена Мх и рыскания Му вследст-
вие появления различия в характере обтекания обеих половин кры-
ла. На половине крыла со стреловидностью, уменьшенной на угол
скольжения, обычно имеет место увеличение подъемной силы
и прирост лобового сопротивления ДХС(.
Аналогично продольному движению устойчивость самолета в бо-
ковом движении определяется характером изменения боковых ста-
тических моментов в зависимости от угла скольжения.
Если при появлении угла скольжения развивается аэродинами-
ческий момент рыскания, стремящийся уменьшить скольжение, то
считается, что самолет обладает путевой статической устойчиво-
стью. Путевая статическая устойчивость характеризуется безраз-
мерным коэффициентом т^у.
Если при появлении угла скольжения развивается аэродинами-
ческий момент крена в сторону, противоположную скольжению, са-
молет считается статически устойчивым в поперечном отношении.
101
Поперечная статическая устойчивость характеризуется безразмер-
ным коэффициентом т$х.
В связи с тем, что движения крена и рыскания взаимосвязаны,
показатели т® и т?х определяют статическую устойчивость само-
лета в боковом движении.
Применение стреловидного крыла, которому свойственны повы-
шенные значения тх, широкий диапазон условий полета, охваты-
вающий малые скорости на взлетно-посадочных режимах и боль-
шие высоты крейсерского полета, приводят к некоторому ухудше-
нию характеристик бокового возмущенного движения, в частности,
к ухудшению затухания боковых колебаний. Для повышения каче-
ства переходных процессов в боковом движении на самолете ис-
пользуется демпфер рыскания — автоматическое устройство, от-
клоняющее руль направления на угол, пропорциональный величи-
не угловой скорости рыскания и препятствующий развитию сколь-
жения.
Заканчивая рассмотрение характеристик боковой устойчивости,
следует отметить, что принятые размерность и компоновка верти-
кального оперения в сочетании с благоприятным эффектом вслед-
ствие размещения горизонтального оперения как шайбы на верши-
не киля позволили получить достаточную степень устойчивости пу-
"и, несмотря на сравнительно большой вынос носовой части фюзе-
ляжа вперед по отношению к центру масс.
Для управления в боковом движении используются:
руль направления — для управления в плоскости рыскания;
элероны — для управления по. крену на крейсерских режимах
полета;
элероны и интерцепторы — для управления по крену на взлет-
но-посадочных режимах полета.
Влияние отклонений руля направления на коэффициенты боко-
вой силы и моментов показано на рис. 2.70, 2.71. Эффективность
поперечного управления с убранными закрылками (работают одни
элероны) сохраняется по мере возрастания угла атаки от а = 0° прак-
тически неизменной, лишь незначительно уменьшаясь, но остава-
ясь при этом достаточной вплоть до критических углов атаки.
С выпущенными закрылками эффективность элеронов несколько
увеличивается, имея практически такой же, как и с убранными за-
крылками, характер изменения по углу атаки.
Дифференциальное отклонение интерцепторов (на одной поло-
вине крыла) на углы до 15° при полном повороте штурвала приво-
дит к уменьшению подъемной силы на этом полукрыле, появле-
нию дополнительного управляющего момента относительно про-
дольной оси самолета, что повышает эффективность поперечного
управления во взлетно-посадочной конфигурации на углах атаки
вплоть до критических на 30%. При дальнейшем увеличении углов
атаки эффективность поперечного управления несколько снижает-
ся вследствие того, что при развитии срыва потока на верхней по-
верхности крыла эффект от отклонения интерцепторов практичес-
ки исчезает (рис. 2.72).
102:
• — Z4°
о - 19°09‘
* - 9° 30'
-----0°10'
9 °16 ’
------вез горизонтального
и вертикального
оперения
Рис. 2.70. Характеристики боковой статической устойчивости в крейсерской конфигурации (6„ = 0°, а = Зэ, фс; =—2е)
2
Рис. 2.72. Эффективность органов поперечного управления:
/ тх, бэ тах> бип=15 ; 2 ^ж,бэ тах, 6ин=0 ; 3 тх, бэ = 0 , бип=О
Сда ГЛ)
Эффективность поперечного управления обеспечивает баланси-
ровку самолета при полете со скольжением во всем диапазоне экс-
плуатационных условий как в крейсерской, так и во взлетно-поса-
дочной конфигурациях (рис. 2.73).
УСТОЙЧИВОСТЬ и управляемость
Общие сведения
Назначение самолета как транспортного средства предполага-
ет обеспечение коммерческой эксплуатации (т. е. перевозку пасса-
жиров и грузов) с максимальной безопасностью и экономической
эффективностью. Это определяет движение самолета в пространст-
ве в достаточно широком диапазоне скоростей, высот, температур-
ных условий, при различных массах, размещениях пассажиров и
грузов, возможном воздействии внешних возмущений.
Рассматривая процесс движения самолета с точки зрения ме-
ханики, мы можем отметить, что он в целом состоит из ряда уста-
105
равления (самолетом) осуществляется
Рис. 2.73. Соотношение эффектив-
ности путевого и поперечного уп-
равления (по результатам испы-
таний моделей в аэродинамичес-
ких трубах)
новившихся, равновесных
режимов, связанных между
собой переходными процес-
сами, и требует осознанно-
го управления. Процесс уп-
равления самолетом в сис-
теме человек — самолет
состоит из последователь-
ных действий пилота, явля-
ющегося управляющим зве-
ном, и ответных маневров
самолета, который служит
объектом управления
Связь управляющего звена
(человека) с объектом уп-
посредством системы управ-
ления, объединяющей рычаги управления, органы управления, сое-
диняющие их звенья и различные механизмы, улучшающие качест-
во процесса управления и облегчающие работу пилота. Отсюда
следует, что качество процесса управления должно определяться
совершенством названных звеньев: пилот — система управления—.
самолет.
Степень квалификации пилота определяется уровнем его подго-
товки, опытом, психо-физиологическими качествами.
Совершенство самолета как объекта управления и его системы
управления определяется комплексом характеристик маневренно-
сти, устойчивости, управляемости. В динамике под маневренно-
стью самолета понимается его способность быстро изменять свое
положение в пространстве: скорость, высоту и направление поле-
та. Как следует из этого определения, маневренные качества само-
лета связываются с движениями его центра масс и при их ана-
лизе рассматриваются только силы, действующие на самолет как
на материальную точку и зависящие только от режима полета и
конфигурации самолета. В действительности же движение само-
лета как тела, имеющего конечные размеры и переменную массу»
в условиях реальной атмосферы не может быть полностью харак-
теризовано как движение материальной точки. При анализе реаль-
ного движения принято использовать показатели устойчивости,
отражающие способность самолета длительно сохранять заданный
режим полета без вмешательства в управление, несмотря на воз-
* В данном случае рассматривается случай штурвального управления. Ав-
томатический полет при вклгаче .ни САУ с точки зрения понятий об устойчиво-
сти и управляемости существенных отличий иметь не будет.
106
действие случайных внешних возмущений, и показатели управляе-
мости, отражающие способность самолета с наименьшей затратой
энергии пилота выполнить маневры, потребные для успешного вы-
полнения полетного задания.
В аэромеханике установились понятия статической и динами-
ческой устойчивости, статической и динамической управляемости.
Под статической устойчивостью понимают тенденцию возвраще-
ния к исходному режиму при действии возмущения, наличие аэро-
динамического момента, восстанавливающего равновесие.
Под динамической устойчивостью понимают характеристику
возмущенного движения самолета, обусловленного как действиями
пилота, так и возможными внешними воздействиями, определяю-
щуюся соотношением возмущающих, восстанавливающих и демп-
фирующих моментов.
У устойчивого самолета возмущенное движение должно быть за-
тухающим (колебательным или апериодическим). Нейтральный
самолет характеризуется отсутствием стремления к затуханию или
увеличению возмущений. Неустойчивому самолету характерно
стремление к увеличению возмущений с течением времени.
При теоретическом анализе устойчивости рассматривают два воз-
можных вида связи пилота с управлением при фиксированных или
освобожденных рулях в процессе возмущенного движения. Отсюда
вытекают и понятия об устойчивости с зафиксированным и осво-
божденным управлением. В реальных условиях полета управление
осуществляется при некотором промежуточном виде связи пилота
с органами управления.
Аналогично установились понятия о статической управляемо-
сти, характеризующейся усилиями на рычагах управления и откло-
нениями рычагов, необходимыми для осуществления балансировки
самолета в различных установившихся режимах полета, и управ-
ляемости, характеризующейся усилиями и отклонениями рычаюв
управления, необходимыми для выполнения неустановившегося
движения (маневров), в процессе которого величины и знаки пара-
метров движения самолета изменяются во времени.
Движение самолета, как и всякого твердого тела, в простран-
стве описывается системой дифференциальных уравнений. Так как
самолет (рассматривая его как жесткое твердое тело) при движе-
ния в воздухе обладает шестью степенями свободы, то описываю-
щая его движение система уравнений состоит из шести дифферен-
циальных уравнений второго порядка. Три уравнения описывают
движение центра масс самолета и три — вращение самолета отно-
сительно центра масс. Исследование движения самолета с помощью
этой системы уравнений представляет собой нс простую задачу
вследствие того, что внешние силы и моменты являются нелиней-
ными функциями параметров полета и не всегда могут быть вы-
ражены аналитически. Поэтому анализ полной системы уравнений
пространственного движения самолета производится в исключи-
тельных случаях для оценки движения при действии значительных
возмущений.
107
Для практических целей достаточно рассматривать движение
самолета под действием малых возмущений, разделяя его на про-
дольное, в плоскости симметрии самолета YOX (характеризую-
щееся симметричным обтеканием — без скольжения), и боковое,
характеризующееся движением вдоль боковой оси OZ, вращением
по крену, рысканию и соответствующее несимметричному обтека-
нию со скольжением.
Краткие сведения по системе управления
Так как система управления неотделима от самолета в целом,
то прежде чем рассматривать характеристики устойчивости и уп-
равляемости самолета Ил-62, кратко рассмотрим конструктивные
особенности его системы управления.
Особо следует подчеркнуть, что, несмотря на значительные раз-
меры, самолет имеет простую механическую систему ручного управ-
ления без применения бустеров (за исключением руля направле-
ния, где для улучшения характеристик динамической устойчивости
установлен необратимый бустер-демпфер).
Продольное управление
В продольном канале стабилизация и маневрирование осущест-
вляются с помощью переставного стабилизатора и руля высоты.
Стабилизатор посредством электромеханизма управления МУС-
ЗПТВ может перемещаться в диапазоне от 0 до —10° (скорость пе-
ремещения составляет примерно 0,36 градус/с). Столь широкий
диапазон перемещения стабилизатора позволяет полностью сба-
лансировать продольный момент самолета при всех эксплуатаци-
онных положениях центра масс на всех~режимах установившегося
полета.
С учетом использования столь мощного средства балансировки
и разработана методика пилотирования — балансировка самолета
осуществляется стабилизатором таким образом, чтобы руль высо-
ты находился в положении, близком к нейтральному (±3°) (рис.
2.74). Такое положение руля обеспечивает незначительные нагруз-
ки на штурвале, позволяет сохранить практически полный диапа-
зон отклонений руля для маневрирования (от —25 до +15°).
Рис. 2.74. Балансировочные отклонения стабилизатора в зависимости от числа
М при различных положениях центра масс самолета (крейсерская, конфигура-
ция, /7= : 0 000 м, /Идол = 110 т, 6в = 0°)
108
Руль высоты имеет площадь 8,1 м2, что составляет 20,5% пло-
щади стабилизатора, его эффективность составляет примерно од-
ну треть эффективности стабилизатора. Усилия на штурвале от ру-
ля высоты, приемлемые для пилотирования, обеспечены тщатель-
ным подбором комбинации формы и размеров осевой аэродинами-
ческой компенсации. Руль высоты состоит из двух частей, соеди-
ненных со штурвалом жесткими тягами, каждая из половин руля
снабжена парой триммеров ручной и автоматической баланси-
ровки.
В системе продольного управления установлена загрузочная
пружина, включающаяся в работу при отклонениях руля более 8°
«на пикирование» и создающая при полном отклонении штурвала
от себя дополнительную нагрузку 30 кгс (295 Н). Пружина обес-
печивает приемлемый характер усилий на штурвале и компенси-
рует изменение шарнирного момента руля высоты при создании нор-
мальных перегрузок, меньших единицы, особенно при наличии льда
на стабилизаторе.
Поперечное управление
Б качестве органов поперечного управления при полете в крей-
серской конфигурации на самолете используются элероны, которые
обеспечивают необходимую управляемость по крену, а также поз-
воляют создать балансировочный поперечный момент в полете со
скольжением. Элероны имеют площадь 16,28 м2, что составляет
6,4% площади крыла.
Для обеспечения небольших нагрузок на штурвал при управле-
нии по крену при конструировании самолета была тщательно по-
добрана форма и площадь осевой компенсации элеронов. Кроме
того, для снижения усилий на штурвале на элеронах установлены
пружинные сервокомпенсаторы, которые представляют собой аэро-
динамическую поверхность, имеющую кинематическую связь с
элероном через пружинный цилиндр. Пружинный сервокомпенса-
тор системой жестких тяг и тросовой проводки соединен со штур-
валом. До тех пор, пока усилия, возникающие на сервокомпенса-
торе, не превышают усилие затяжки пружины, он отклоняется как
единое целое с элероном. В дальнейшем, обжимая пружину, серво-
компенсатор отклоняется в сторону, обратную отклонению элеро-
на, уменьшая тем самым шарнирный момент элерона и усилия на
штурвале. По своему действию пружинный сервокомпенсатор ана-
логичен кинематическому сервокомпенсатору, передаточное число
которого автоматически изменяется со скоростью полета или с ве-
личиной усилия на штурвале.
Для улучшения характеристик поперечной управляемости на
взлетно-посадочных режимах полета, особенно в области малых
скоростей, на самолете в дополнение к обычным элеронам приме-
няется дифференциальное (несимметричное) отклонение интерцеп-
торов, которые, отклоняясь вверх на одной половине крыла на угол,
определяемый кинематической связью от срыва потока, умень-
шают подъемную силу полукрыла и тем создают дополнительный
103
Рис. 2.75. Максимальная приведенная
скорость крена на взлетно-посадочных
режимах:
тах—максимальная приведенная скорость
I \
крена о> =>о> -
\ Л х 2V )
управляющий поперечный мо-
мент (это увеличивает эффектив-
ность управления по крену поч-
ти в 1,5 раза) (рис. 2.75).
В качестве органов попереч-
ного управления интерцепторы
250 300 350vu„км/ч отклоняются на уГЛы не более
15° и подключаются к системе
управления при отклонениях закрылков на угол более 0,5°. При
убранных закрылках необходимая эффективность поперечного
управления обеспечивается отклонением только элеронов. Следует
напомнить, что интерцепторы помимо режима поперечного управ-
ления (при дифференциальном отклонении) используются также в
тормозном режиме при симметричном их отклонении. В этом слу-
чае интерцепторы помимо уменьшения подъемной силы существен-
но увеличивают коэффициент лобового сопротивления, уменьшая
тем самым аэродинамическое качество. Этот эффект используется
для увеличения вертикальной скорости при снижении с эшелона.
Кроме того, отклонение интерцепторов на пробеге и прерванном
взлете приводит к увеличению нагрузки на шасси и тем самым к
более эффективному использованию тормозной системы шасси.
Аэродинамическая особенность интерцепторов — появление каб-
рирующего момента при симметричном их отклонении (рис. 2.76) —
используется на самолете для особого случая посадки — когда
стабилизатор фиксируется в крейсерском положении. В этом слу-
чае при выпущенных в посадочное положение закрылках симмет-
ричное отклонение интерцепторов позволяет создать необходимый
кабрирующий момент и обеспечить, таким образом, запас руля вы-
соты для выполнения посадки (рис. 2.77).
двухсекционный руль
вертикального опсре-
—27 до 4-27°. Эффек-
Путевое управление
Органом путевого управления является
направления, составляющий 27% площади
ния и отклоняющийся в диапазоне углов от
тивность руля направления обеспечивает путевую балансировку в
случае отказа крайнего (критического) двигателя, а также посадку
при боковом ветре до 15 м/с. Приемлемые усилия на педалях от
руля направления обеспечиваются аналогично системе поперечно-
го управления — подбором формы и величины осевой компенса-
ции руля направления, а также применением пружинного серво-
компенсатора. Для снятия усилий на педалях в случае установив-
шегося полета с отклоненным рулем направления имеется аэроди-
намический триммер.
ПО
В связи с тем, что самолеты со
стреловидными крыльями в боковом
возмущенном движении характеризу-
ются повышенной взаимосвязью дви-
жений крена и рыскания как в обла-
сти малых скоростей, так и при поле-
те на больших числах М и больших
высотах, для повышения качества пе-
Рис. 2.76. Перебалансировка самолета по Рв и 6В от выпуска и уборки интер-
цепторов (//=110'ОЮО м, Vnp='57O км/ч, <рСт='0°, б3=0°, тПол = 1'00 т)
Рис. 2.77. Балансировочные кривые по скорости при заходе самолета на посад-
ку со стабилизатором в крейсерском положении (63 = ЗО°, тПол = 105 т, Н =
= 2000 м, фст==0°):
----- интерцепторы убраны; ---интерцепторы выпущены па 30°
реходных процессов в боковом движении на самолете установлен
демпфер рыскания, который автоматически отклоняет руль направ-
ления с помощью необратимого бустера па угол, пропорциональный
величине угловой скорости рыскания.
Возможность использования автоматических устройств, улуч-
шающих характеристики устойчивости и управляемости современ-
ных самолетов, однозначно связана с переходом к бустерному уп-
равлению органами управления, когда шарнирный момент рулей
воспринимается гидроусилителем (бустером), а загрузка рычагов
управления обеспечивается с помощью пружинных загружателей.
В связи с тем, что в основном система управления самолета
предусматривает непосредственную связь органов управления с ры-
чагами управления, демпфер рыскания конструктивно выполнен в
виде агрегата АРМ-62Т, который включает собственно демпфер,
необратимый бустер и систему автономного электрогидравлическо-
ю питания, обеспечивающего функционирование агрегата. Харак-
теристика загрузочной пружины при включенном бустере — демп-
фере обеспечивает при полном обжатии усилия на педали 80 кге
(785 Hj, что примерно соответствует величине усилия на педали
при прямом безбустерном управлении рулем направления.
111
Рис. 2.78. Изменение балансировочных положений руля высоты в зависимости
от положения механизации и скорости полета (тПол = 120 т, // = 4500 м, срСт =
=—5,5° на кабрирование)
Характеристики устойчивости и управляемости
Совершенство самолета как объекта регулирования (маневрен-
ные возможности, точность и удобство процесса управления, об-
щая физиологическая нагрузка пилота, затрачиваемая на управле-
ние, степень безопасности полета) определяется совокупностью
характеристик устойчивости и управляемости, которые проверяют-
ся в ходе летных испытаний.
Соблюдая принятые принципы разделения движения самолета
на продольное и боковое, рассмотрим отдельно характеристики
продольной и боковой устойчивости и управляемости.
Продольная устойчивость и управляемость
Одной из важных характеристик, определяющих устойчивость
и управляемость самолета, являются балансировочные кривые,
которые показывают положения руля высоты и усилия на штурва-
ле, потребные для обеспечения равновесия моментов в вертикаль-
ной плоскости в зависимости от скорости, высоты полета, полетной
массы, центровки и конфигурации самолета. Как следует из гра-
фиков, приведенных на рис. 2.78, 2.79, с ростом скорости полета
руль высоты как с выпущенной, так и с убранной механизацией
энергично отклоняется на пикирование — это свидетельствует о
наличии у самолета запаса статической устойчивости по скорости,
т. е. способности сохранить установленную скорость полета при
фиксированном положении органов управления. Летные испытания
показали, что запас устойчивости по скорости с фиксированным
управлением составляет не менее 10% САХ. Из графиков же вид-
но, что при неизменном положении стабилизатора в сравнительно
узком диапазоне взлетно-посадочных скоростей полета происходит
112
Рис. 2.79. Балансировочные отклонения руля высоты в зависимости от числа
М при различных положениях центра масс самолета и стабилизатора (крей-
серская конфигурация, Н ='10909 м)
значительная перебалансировка по потребному отклонению руля
высоты, что подчеркивает необходимость своевременного использо-
вания переставного стабилизатора.
Эффективность стабилизатора примерно в 3—3,7 раза больше
эффективности руля высоты. Соотношение эффективностей руля вы-
соты и стабилизатора в зависимости от скорости показано на
рис. 2.80. Изменение соотношений эффективностей стабилизатора
и руля высоты по скорости полета обусловлено падением эффек-
тивности руля вследствие влияния сжимаемости и упругости кон-
струкции.
Принятая методика продольной балансировки, состоящая в вы-
держивании положения руля высоты, близкого к нейтральному,
путем перестановки стабилизатора, проста, но требует своевремен-
ной перестановки стабилизатора при изменении условий полета.
При нарушении установленных правил балансировки (значи-
тельного отклонения руля высоты на пикирование) могут возник-
нуть шарнирные моменты, препятствующие изменению положения
стабилизатора. Такое соотношение в положениях стабилизатора и
руля высоты может проявиться в результате запаздывания в вы-
Рис. 2.80. Эффективность стабилизатора в зависимости от режима полета:
«dfiB/d<pCT—коэффициент, характеризующий отклонение руля высоты для парирования от-
клонения стабилизатора на один градус
113
градус
Рис. 2.81. Оценка зон возможной пробуксовки механизма перестановки стаби-
лизатора:
/—предельное отклонение руля высоты; 2—зона возможной пробуксовки механизма пере-
становки стабилизатора; 3—рекомендованный Руководством по летной эксплуатации диа-
пазон балансировочных отклонений руля высоты
Рис. 2.82. Влияние режима работы двигателей на балансировочные отклонения
руля высоты (тпол = 102 т, б3=ЗО°, фСт = —6°):
-----^малый газ; ------- полный газ
полпенни продольной балансировки при увеличении скорости по-
лета. Проведенные расчеты и летные испытания показали, что ме-
ханизм перестановки стабилизатора МУС-ЗПТВ на самолете Ил-62
имеет мощность, достаточную для преодоления шарнирного момен-
та даже при значительных отклонениях руля высоты. Пробуксовка
механизма перестановки стабилизатора (рис. 2.81) возникает на
скоростях полета более 550 км/ч при практически полном отклоне-
нии штурвала от себя. В случае возникновения такой ситуации
следует уменьшить скорость — шарнирный момент стабилизатора
уменьшится как вследствие уменьшения скоростного напора, так и
вследствие уменьшения балансировочного отклонения руля.
Как следует из балансировочных кривых (рис. 2.82), изменение
режима работы двигателей не оказывает существенного влияния на
балансировочное положение руля высоты; изменение усилия на
штурвале в пределах 8—10 кгс (78,5—100 Н). Малое влияние изме-
нения режима работы -двигателей обусловлено незначительным
плечом вектора тяги двигателей относительно центра масс само-
лета.
Выпуск и уборка закрылков практически не изменяют балан-
сировочное положение руля высоты. При выпуске закрылков от О
до 15° и от 15 до 30° изменение усилий на штурвале не превыша-
ет 5—8 кгс (49—78,5 Н).
При балансировке самолета в условиях захода на посадку от-
клонение руля высоты при посадке с неизменным положением ста-
114
Рис. 2.83. Эффективность путевого управления на взлетно-посадочных режимах
(Я = 4500 м)
билизатора не выходит за пределы 18—20°, а усилие на штурвале
не превышает 22—25 кгс (215—245 Н).
Показатели продольной управляемости (усилия на штурвале,
отклонения руля высоты и штурвала для создания единичного при-
ращения перегрузки), характеризующие маневренные возможности
самолета, показаны на рис. 2.83, 2.84.
Самолет устойчив по перегрузке во всех конфигурациях; эффек-
тивность руля высоты, характеризуемая величиной отклонения ру-
ля для создания единицы приращения перегрузки (dicing, а так-
же критерии управляемости, определяемые перемещением
(dX^dtiy) и усилием на штурвале (dPJdny') для создания прира-
щения единицы перегрузки, находятся в пределах, указанных в
табл. 2.1.
В условиях нормального пилотирования, когда требуется изме-
нение перегрузки не более Дяу=±(0,2 ... 0,3), усилие на штурвале
115
Рис. 2.84. Эффективность путево-
го управления в крейсерской кон-
фигурации (Н — 1гЭ СОЭ м, И1пол =
= 120 т, фст = — 1°)
на основных эксплуатацион-
ных режимах не превышает
ДРВ=15...25 кгс (147...
...245 Н).
При полете с предельно
задними эксплуатационными
центровками (Хт=34%
САХ) самолет обладает за-
пасом продольной устойчи-
вости по перегрузке более
15% САХ как с выпущен-
ной, так и с убранной меха-
низацией крыла, что обеспе-
чивает надежное восстанов-
ление исходного балансиро-
вочного положения в случае
действия случайных внеш-
них возмущений.
Таблица 2.t
Показатели продольной управляемости на различных режимах полета
Показатель управляв- Взлет. Безо пасная скорость взлета Посадка. Скорость снижения но глиссаде Крейсерский полет. М*0,8, Н = 10 000 м
МОСТИ
dny , градус — (38—25) — (30—25) — (20—1:0)
dXn dny , мм — (340—230) — (27’0—2’25) -(180-90)
dPn dny , кгс — (170—120) — (100—75) — (170—1 ГО)
(Н) — (1670— 1180) — (980—73’5) —(1670—1080)!
Боковая устойчивость и управляемость
Аналогично продольному движению боковая статическая устой-
чивость определяется характеристиками самолета в движении от-
носительно осей ОХ (поперечная устойчивость) и OY (путевая или
флюгерная устойчивость). Боковая статическая управляемость ха-
рактеризуется отклонением рулей и усилиями, возникающими на
рычагах управления, для уравновешивания боковых моментов в ус-
116
z/a'j/ dXf)
Рис. 2.85. Зависимость отклонения штурвала при управлении по крену от хода
педалей, полученная из координированных скольжении
d.\ 1ахц~ коэффицис.и. харгктс жзующий О’клскгкпе гл > урвали г. i единицу О1клонепия
тановившсмся полете со скольжением (т. е. балансировочными кри-
выми).
Необходимость в балансировке боковых сил и моментов, дей-
ствующих на самолет в установившемся прямолинейном движении,
возникает при полете со скольжением, с несимметричной тягой или
п случаях нарушения продольной симметрии самолета (геометри-
ческой или связанной с упругими деформациями). В криволиней-
ном движении органы бокового управления могут отклоняться так-
же и при отсутствии скольжения, если движение самолета связано
с вращением относительно осей ОХ или OY.
Характеристики боковой устойчивости и управляемости, опреде-
ляемые в полете при установившемся скольжении, строятся, как
правило, не по углу скольжения, а по углу крена, что объясняется
большей простотой в возможностях, измерения угла крена.
Самолет Ил-62 обладает боковой статической устойчивостью
при всех конфигурациях во всем эксплуатационном диапазоне ре-
жимов полета — при правом крене штурвал отклонен вправо и
левая педаль перемещается вперед. Такое сочетание отклонений
рычагов управления свидетельствует о том, что при появлении кре-
на и соответственно скольжения на самолете появляются восста-
навливающие моменты крена и рыскания.
Критерием, характеризующим удобство бокового управления,
является так называемая боковая координация — соотношение от-
клонений педалей и штурвала при полете в установившемся сколь-
жении (рис. 2.85). На самолете Ил-62 это соотношение находится в
пределах dXJdX}l.
На основании данных, получаемых из балансировочных кривых,,
обычно определяются показатели боковой статической управляе-
мости, характеризующие потребные усилия на педалях и штурва-
ле, а также расход педалей и штурвала для создания единичного*
приращения утла крена (табл. 2.2).
117
Таблица 2.2
Показатели боковой управляемости на различных режимах полета
Показатель управляе- мости Взлет. Безопасная скорость взлета Посадка. Скорость снижения по глиссаде Крейсерский полет. М~0,8, /7=10 000 м Органы поперечно» го управления
dPa кгс (H) —4,6(—45) -6,0 (—59) —3,3 (—32) Элероны
dy градус —3,'0(—29,5) —4,5 (—44) Элероны+ интерцепторы
<dP н dy кгс (H) градус —20(—196) —3'5 (—340) —104—98) Руль иаправ- ления
dP3 кгс (Н) —1,3 (—4 2,6) —41,3 (—12,8) —1,8(—17,5) Элероны
db$ градус —2,0 (—19,6) —2,Ю (—19,6) Элероны+ ннтерцепторы
dP3 кгс (Н) — 19'0 (—1850) —190 (—1850) -140 (—1370) Элероны
dux 1/С —130 (—1270) -4130 (—1270) Элероны+ интерцепторы
Т’э^тах, кгс (Н) 25 (245) для вс ех режимов
Одной из важнейших характеристик самолета является значе-
ние той минимальной скорости, при которой обеспечивается воз-
можность выполнения прямолинейного полета при внезапном отка-
зе крайнего (критического) двигателя и балансировке самолета ос-
новными аэродинамическими органами управления (т. е. значение
наименьшей скорости, при которой отказ крайнего двигателя па-
рируется практически полным отклонением руля направления).
Эта так называемая минимальная эволютивная скорость опре-
деляется на режимах взлета и посадки. Исходя из результатов
летных испытаний самолета Ил-62 установлены следующие значе-
ния минимальных эволютивных скоростей: на взлете — 240 км/ч;
при посадке — 270 км/ч.
На самолете Ил-62 в силу незначительного плеча отказ двига-
теля в обычных эксплуатационных условиях на скоростях более
400 км/ч не требует значительных отклонений руля направления и
элеронов.
Статическая устойчивость характеризует тенденцию к возвра-
щению к исходному положению при действии внешних возмуще-
ний. В общем же виде боковое возмущенное движение, которое
зависит также от управляющих и демпфирующих составляющих,
представляется весьма сложной системой дифференциальных урав-
нений и характеризуется рядом показателей динамической устой-
чивости и управляемости.
Решение системы дифференциальных уравнений показывает,
что боковое движение складывается из достаточно быстро затухаю-
118
Рис. 2.86. Эффективность поперечного уп-
равления (Упр —320 км/ч):
----элероны; ------ элероны с подклю-
ченными интерцепторами
щего движения крена, медленно
развивающегося спирального дви-
жения, а также колебательного дви-
жения.
Движение крена в области углов
атаки, соответствующих нормаль-
ным эксплуатационным режимам
полета, в силу хорошего демпфиро-
вания затухает достаточно быстро и
практически не оказывает влияние
на развитие движения пути. Основ-
ными критериями управляемости в
этом случае служит расход штурва-
ла и изменение усилий на штурвале
для создания угловой скорости кре-
на (рис. 2.86). Кроме того, эффек-
тивность поперечного управления
самолета оценивается величиной уг-
ловой скорости при полном откло-
нении органов поперечного управ-
ления. В области малых скоростей
при выпущенных закрылках за счет дифференциального отклоне-
ния интерцепторов эффективность поперечного управления увели-
чивается почти в 1,5 раза.
Характеристики управляемости по крену самолета Ил-62 обес-
печивают нормальное маневрирование во всем эксплуатационном
диапазоне режимов полета и находятся в пределах, указанных в-
табл. 2.2.
В системе путевого управления установлен демпфер рыскания
для улучшения качества переходного процесса бокового возмущен-
ного движения.
Критериями для оценки возмущенного движения являются пе-
риод колебаний, коэффициент затухания боковых колебаний и па-
раметр, характеризующий отношение амплитуд максимальных ско-
ростей крена и рыскания (рис. 2.87).
Проведенные летные испытания показали, что при включенном'
демпфере боковые колебания, возникающие при резком отклонении
руля направления или элеронов, затухают достаточно быстро во
всем диапазоне высот и скоростей полета.
При выключенном демпфере и создании возмущения путем от-
клонения руля направления в полете на больших высотах вследст-
вие уменьшения аэродинамического демпфирования самолет энер-
гично реагирует по крену и входит в режим практически незату-
хающих колебаний, легко парируемых плавным отклонением руля
направления и элеронов. В связи с этим при полете на больших
119>
to
о
6)
a)
Рис. 2.87. Характеристики боковой динамической устойчивости:
а—взлетно-посадочная конфигурация (тппол=-110—120 т); б—крейсерс-
кая конфигурация; 1—бустер-демпфер включен; 2—бустер-демпфер
выключен; т—коэффициент затухания боковых колебаний;
_^тзаг^ х^^тза^У . -t/^^xX
^ср.зат 2 ’ (^затХГГ 2^:
———период колебаний, с;
2а> ,
—— параметр, характеризующий Отношение угловых скоростей кре-
2о>У1
на и рыскания;--------Н—10000 м; --------//==4500 м
Рис. 2.88. Возмущенное боковое
движение самолета при «даче»
педали (крейсерская конфигура-
ция, Н = 10 ОСО м, V=53'0 км/ч):
---демпфер выключен; --------------
демпфер включен
высотах с отключенным
демпфером не следует про-
изводить резких отклонений
руля направления (рис.
2.88).
При полете в посадоч-
ной конфигурации, как по-
казали проведенные испыта-
ния, возмущенное движение
при резких отклонениях рул
так и при выключенном демпфере существенных отличий не име-
ет. Исследования показали, что при неработающем демпфере заход
на посадку и посадка сложности не представляют и могут произ-
водиться даже при боковом ветре 6—8 м/с.
направления как при включенном,
Характеристики устойчивости и управляемости
на крайних режимах полета
Широкий диапазон эксплуатационных режимов полета совре-
менного скоростного самолета предопределяет влияние условий по-
лета на его характеристики. Малые скорости полета, которые свой-
ственны режимам взлета и посадки, определяют зависимость ха-
рактеристик от угла атаки, в то время как переход к высоким
крейсерским скоростям определяет значительное влияние на ха-
рактеристики и поведение самолета числа М, т. е. сжимаемости.
Не менее значительно влияет на характеристики и многообразие
состояний самого самолета: положение механизации крыла, цент-
ра масс, состояние поверхности планера, которое может изменять-
ся, например, вследствие обледенения при несвоевременном вклю-
чении или отказе противообледенительной системы. Некоторые
особенности аэродинамики, устойчивости и управляемости самоле-
та при крайних условиях, характеризующих режимы полета и со-
стояние самолета, приведены ниже.
Устойчивость по скорости при предельных числах М
В общем виде характер балансировочных кривых в зависимос-
ти от скорости полета свидетельствует об устойчивости самолета
Ил-62 по скорости, т. е. стремлении сбалансированного самолета
вернуться к исходной скорости полета при ее изменении под дейст-
вием возмущения. Однако следует отметить, что по мере увеличения
числа М более 0,81 градиент изменения по скорости угла отклоне-
ния руля высоты и усилий на штурвале постепенно уменьшается
и в области максимального разрешенного в эксплуатации числа
121
Рис. 2.89. Балансировочные кри-
вые по скорости при больших
числах М полета (крейсерская
конфигурация, тпол=Ю5 т, Н =
= ЮШЭ м, <рст = 0°)
М = 0,83 производные db/dM.
и dPJdlA свидетельствуют
о практической нейтрально-
сти (рис. 2.89).
Изменение устойчивости
по скорости на больших
числах М вплоть до появле-
ния неустойчивости — явле-
ние обычное для скоростных
•самолетов и объясняется существенной перестройкой в обтекании
крыла в области околозвуковых скоростей. Это приводит к сдвигу
фокуса назад по хорде и увеличивает пикирующий момент с рос-
том скорости полета. В связи с тем, что это явление соответствует
физической сущности процессов обтекания, оно в определенной
мере (в случае незначительных величин dPJdlA, характеризующих
изменение «тянущих» усилий на штурвале с ростом скорости) до-
пускается нормами.
Так как установленные ограничения по числу М могут быть
в условиях эксплуатации превышены в случае ошибок в пилотиро-
вании, воздействия случайных атмосферных возмущений или при
отказе в системе управления, то характеристики устойчивости по
скорости самолета Ил-62 были достаточно тщательно исследованы
и при М>0,83, вплоть до М = 0,88. Исследования в широком диапа-
зоне полетных масс и положений центра масс показали, что сте-
пень неустойчивости по скорости самолета Ил-62 незначительна, не
выходит за пределы допустимой и каких-либо затруднений в пило-
тировании не вызывает.
Характеристики устойчивости по перегрузке
Летные испытания показали, что при числах М более 0,83 и
центровках, соответствующих эксплуатационному диапазону, само-
лет устойчив по перегрузке.
Если же центровка выходит за предельно-заднюю эксплуатаци-
онную (более 34% САХ), у самолета на углах атаки 6—9° отмеча-
ется характерная особенность — местная (локальная) нейтраль-
ность по перегрузке. В этом случае самолет при небольшом ходе
штурвала как на себя, так и от себя легко изменяет угол атаки.
Пилотом это воспринимается как некоторое улучшение продоль-
ной управляемости. При дальнейшем увеличении Суа запас устой-
чивости по перегрузке восстанавливается как с фиксированным, так
и с освобожденным управлением. Выход самолета на эти режимы
сопровождается интенсивной срывной тряской, которая усиливает-
ся по мере увеличения Суа и служит надежным предупреждением.
122
градус
-ю
Рис. 2.90. Балансировочные отклонения руля высоты и усилия на штурвале в:
зависимости рт перегрузки (крейсерская конфигурация, //=1:0 000 м, тПод =
=425 т, Хт=36% САХ):
— — <рст=0,6°, Vnp = 410 км/ч, (М=0,66);---------<рст=0°, Упр = 485 км/ч, (М=0,776);
------фст=0°, vnp“520 км/4’ (М=0,832)
градус
Рис. 2.91. Характеристики обратной реакции по крену на отклонение руля на-
правления
Эта особенность требует более плавного и точного управления по
тангажу и других затруднений в технике пилотирования не вызы-
вает (рис. 2.90).
Обратная реакция по крену
Еще одной из особенностей, усложняющей точное пилотирова-
ние и связанной с перестройкой обтекания самолета со стреловид-
ным крылом при подходе к области критических чисел М, являет-
ся так называемая обратная реакция по крену на отклонение руля
направления, выражающаяся, в частности, в появлении угла крена
обратного перемещению педали. Летные испытания показали, что
обратная реакция по крену на самолете Ил-62 может заметно про-
являться только в области чисел М>0,83, превышающих макси-
мально допустимые в эксплуатации (рис. 2.91).
В целом полет самолета Ил-62 в области чисел М>0,83, превы-
шающих максимально допустимые в эксплуатации, существенных
особенностей не имеет и характеризуется кроме появления обрат-
ной реакции по крену развитием скоростной тряски (бафтинга), ко-
торая начиная с числа М. = 0,84 постепенно усиливается и стано-
123
виня неприятной. Вплоть до максимально проверенного в летных
испытаниях самолета Ил-62 числа М = 0,90 тряска не является
опасной.
Характеристики устойчивости и управляемости
и особенности поведения самолета
на больших углах атаки
Уровень безопасности полета во многом определяется характе-
ристиками и поведением самолета на больших углах атаки.
Понятие «большие углы атаки» в аэродинамике определяет
область углов атаки, характеризующуюся возникновением и разви-
тием срыва потока с верхней поверхности крыла, снижением его
несущих свойств, что часто сопровождается тряской, уменьшением
(а иногда и потерей) эффективности органов управления.
Появление срыва потока, начальные стадии его развития, пове-
дение самолета на этих режимах в целом определяют верхнюю
границу допустимых в эксплуатации углов атаки, так как дальней-
шее увеличение углов атаки и развитие срыва приводят самолет в
область режимов полета, характеризующихся сваливанием, т. е. не-
произвольным движением самолета по тангажу или крену, которое
не может быть остановлено обычными отклонениями рулей без
предварительного перевода на меньшие углы атаки.
Опыт эксплуатации самолетов показывает, что выход в область
срывпых режимов в результате ошибок в пилотировании или в ре-
зультате воздействия возмущения
мосферной турбулентности, так и
как вследствие воздействия ат-
вследствие отказов в системе
управления представляет яв-
ление достаточно вероятное.
Поэтому сложился целый
комплекс требований к ха-
рактеристикам и поведению
самолетов на больших уг-
лах атаки, к числу которых
относятся четко различимые
предупреждающие призна-
ки о подходе к критическим
углам атаки, реакция само-
летов па действие восходя-
щих порывов определенной
величины, простота пилоти-
рования при выходе с крити-
ческих режимов в область
малых углов атаки.
Рис. 2.92. Максимальные углы
атаки, достигнутые в испытаниях:
/—закрылки выпущены; 2—закрылки
убраны; 3—настройка сигнализатора
углов атаки АУАСП-7К; 4—максималь-
ные углы атаки в нормальной экс-
плуатации
124
Рис. 2.93. Изменения коэффициента подъемной силы самолета, полученные при
летных испытаниях по углу атаки (крейсерская конфигурация):
1—увеличение угла атаки; 2—уменьшение угла атаки
Следует при этом отмстить, что значение скорости сваливания,
определяемой для каждой из конфигураций самолета, является ба-
зой для установления большинства из эксплуатационных скорос-
тей полета.
Летные испытания самолета Ил-62, проведенные в достаточно
большом диапазоне углов атаки (рис. 2.92), показали, что вне за-
висимости от конфигурации срыв потока на верхней поверхности
крыла зарождается в срединной части крыла (область излома пе-
редней кромки), охватывая по' мере увеличения угла атаки все
большую площадь.
Такой характер развития срыва приводит к тому, что выход
самолета в область критических углов атаки сопровождается дви
жением по тангажу «на пикирование» без появления заметных
кренящих моментов. Увеличение углов атаки и развитие срыва при-
водит к появлению тряски, характер которой существенно зависит
от конфигурации:
125
при убранных закрылках тряска развивается постепенно, задол-
го до появления признаков сваливания, являясь тем самым доста-
точно четким средством предупреждения;
мри выпущенных закрылках тряска возникает вблизи критичес-
ких углов атаки.
Испытания показали, что характер обтекания крыла во многом
определяется временем пребывания на больших углах атаки. При
сравнительно медленном увеличении углов атаки срыв потока на
верхней поверхности крыла приобретает устойчивый характер и в
случае уменьшения углов атаки безотрывное обтекание восстанав-
ливается па меньших углах, чем начался отрыв потока, приводя к
двойственности в протекании Суа=/(а) — гистерезису (рис. 2.93).
Анализ балансировочных кривых отклонения руля высоты в за-
висимости от угла атаки показывает, что при развитии срыва по-
тока на крыле и подходе к области критических углов атаки вне
зависимости от конфигурации самолета запас продольной статичес-
кой устойчивости постепенно уменьшается («подхвата» — неустой-
чивости по перегрузке не наблюдается). При дальнейшем увеличе-
нии углов атаки запас продольной статической устойчивости вновь
увеличивается.
Вывод самолета в область эксплуатационных углов атаки за-
труднений не представляет и осуществляется своевременным от-
клонением штурвала «на пикирование».
Характеристики устойчивости и управляемости
при наличии льда на стабилизаторе
В связи с тем, что полеты самолетов проходят достаточно часто
в сложных метеорологических условиях, в том числе и в условиях
обледенения, особое внимание было уделено изучению характерис-
тик продольной устойчивости и управляемости при наличии льда
на передней кромке стабилизатора, образующегося вследствие не-
своевременного включения противообледенительной системы пли ее
отказа.
При полете в условиях обледенения и неработающей противо-
обледенительной системе образующиеся отложения льда искажают
носовую часть профиля стабилизатора, способствуют развитию
срывных течений па нижней поверхности, уменьшают критические
углы атаки оперения и вследствие перераспределения аэродинами-
ческих нагрузок по хорде горизонтального оперения оказывают
влияние на характеристики шарнирных моментов руля высоты. Бо-
лее всего это проявляется у самолета в посадочной конфигурации
при отклонениях стабилизатора «на пикирование», вызванных не-
обходимостью балансировки при отклоненных в посадочное поло-
жение закрылках (да = 30°). Горизонтальное оперение в этом слу-
чае находится па небольшом отрицательном угле атаки (аг.0 =
= —(4 ... 7). При создании отрицательных приращений перегрузки
Д«у = —(0,5 ... 0,7), выходящих за пределы для нормального пило-
126
Рис. 2.94. Характеристики управляемо-
сти самолета при наличии льда на ста-
билизаторе (/ппол = 107 т):
----лед толщиной 15—20 мм, б3=15°;
----- — лед толщиной 15—20 мм, б3 = ЗО°
тирования Дпу= ± (0,2 ... 0,3),
усилия на штурвале меняются
таким образом, что при его даль-
нейшем отклонении (выход в об-
ласть перегрузок пу = 0...0,2)
они заметно уменьшаются, стре-
мясь к перемене усилия на штур-
вале от «давящих» к «тянущим»
(рис. 2.94). Такой характер изме-
нения усилий требует точного пи-
лотирования. Мерой, обеспечива-
ющей безопасность полета при
наличии льда на стабилизаторе,
является уменьшение угла откло-
нения закрылков, что приводит к уменьшению углов скоса потока
за крылом, меньшим углам атаки горизонтального оперения. Ис-
следования самолета Ил-62 в условиях естественного обледенения
показали, что при выполнении посадки с закрылками, отклонен-
ными на угол 15°, характеристики управляемости имеют удовлет-
ворительный характер во всем диапазоне перегрузок, далеко вы-
ходящих за пределы потребных для нормального пилотирования.
Глава 3
ВЕСОВЫЕ ДАННЫЕ, ЗАГРУЗКА
И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
МАССЫ САМОЛЕТА
Максимальная рулежная масса, кг.....................162 6*00
Максимальная взлетная масса на старте, кг .... 161 600
Максимальная посадочная масса, кг...................105 000
Допустимый остаток топлива при максимальной посадочной
массе, кг . . . . ...........................не более 32'0i0'0
Максимальная масса коммерческой нагрузки, кг ... 23 000
Масса пустого самолета* в стандартной компоновке на 168
пассажирских мест, кг................................ 66 8О0+1’50/о
Масса снаряженного самолета в стандартной компоновке на
168 пассажирских мест, кг.............................6® 4'20+1>5 %
Величина допустимого остатка топлива зависит от коммерчес-
кой нагрузки и массы пустого снаряженного самолета. Самолет
оборудован системой аварийного слива топлива до остатка
10 000 кг. Слив топлива позволяет производить вынужденную по-
садку самолета без превышения максимальной посадочной массы.
Максимальная масса коммерческой нагрузки соответствует ти-
повой комплектации снаряжения. При установке на самолет нети-
пового снаряжения, например аварийно-спасательного оборудова-
ния, масса коммерческой нагрузки соответственно уменьшается.
Масса снаряжения зависит от компоновки и условий эксплуа-
тации на конкретных линиях. В табл. 3.1 приведены массы типо-
вого снаряжения самолета для компоновки на 168 мест, схема ко-
торой приведена на рис. 3.1.
Рис. 3.1. Вариант компоновки самолета на 168 мест
* При расчете загрузки и центровки значение массы пустого самолета бе-
рут из формуляра.
128
Таблица 3.1
Типовое снаряжение самолета при компоновке на 168 мест
(без экипажа и бортпроводников)
Тип снаряжения Масса, кг Состав снаряжения Масса, кг
Масло 160 Масло в системе 160
Оборудование пассажирских салонов 199 Ковры пола Шторы дверей и гардеробов Кислородное оборудование 123 7 69
[ых помещений буфет 743 Контейнеры с посудой и бельем, электрокипятильники, электродуховые шкафы, боксы для вторых блюд Холодильник СХШ-Ш'Э 658 85
гардеробы 17 Вешалки 17
из |=! 0) cd туалеты 24 Ящики, контейнеры, термосы, салфетки, стакайы и пр. 24
О Я о с п g жидкость 223 Вода в туалетах: передних среднем, в том числе для буфета задних 4 73 75 75
Оборудова химжидкость 140 Химжидкость в туалетах: передних среднем задних 50 40 50
Служебное оборудование 112 Брезентовые трап-лотки (2 шт.) Бортлестница Трапы надувные со снаряже- нием (2 шт.) 19 13 80
Итого 1618 1618
Определение массы коммерческой нагрузки. Масса коммерчес-
кой нагрузки для транспортировки на различную дальность зави-
сит от запаса топлива и определяется из уравнения
^К.Н ^ВЗЛ ^2-СН ^НТ.СН ^ТОНЛ’
5 1564
129
где /Пк.ц — масса коммерческой нагрузки; пассажиры (масса од-
ного пассажира с ручным багажом — 75 кг), багаж, груз, почта
и запас продуктов в буфете, кг; /ивзл — взлетная масса самолета
на старте, кг; тсп — масса пустого самолета с типовым снаряже-
нием, экипажем и бортпроводниками (снаряженный самолет), кг;
тнг.сн — масса нетипового снаряжения, к которому относится:
масса аварийно-спасательного оборудования (плавсредства), доза-
торы с канистрами и жидкостью «И», дополнительное оборудова-
ние буфета и т. п., кг; щтопл — запас топлива на старте, кг.
Максимальная масса коммерческой нагрузки при полете с не-
полным числом пассажиров определяется из условия объемов ба-
гажно-грузовых помещений, т. е. их максимальной емкостью, ука-
занной в табл. 3.2. На рис. 3.2 приведены габаритные размеры ба-
гажно-грузовых помещений и люков.
Таблица 3.2
Багажно-грузо- вые помещения Объем багаж- ных помеще- ний, м3 Площадь пола баг ажных помещений, м2 Максимально до- пустимая нагрузка на 1 м2 пола, кг/см2 Максимальная весовая ем- кость, кг
по багажу по грузу*
№ 1 22,7 15,43 400 2750 6200
№ 2 12,6 8,23 400 1520 3300
№ 3 6,9 8,09 400 830 2000
№ 4 5,8 3,34 400 ----- 1340
Итого: 48,0 35,09 400 5100 12840
* Одновременная максимальная загрузка всех багажно-грузовых помещений
при полном числе пассажиров не разрешается. Указания по допустимой загруз-
ке багажных помещений приведены на центровочном графике.
ЗАГРУЗКА САМОЛЕТА
Размещение коммерческой нагрузки на самолете определяется
из условия обеспечения допустимой эксплуатационной центровки и
упомянутых ограничений по багажно-грузовым помещениям.
Центровкой самолета называется положение его центра тяже-
сти относительно крыла, выраженное в процентах длины средней
аэродинамической хорды (САХ). Правильная центровка имеет
решающее значение для продольной устойчивости и управляемости
самолета. Если центр тяжести переместится слишком далеко впе-
ред (передняя центровка) или назад (задняя центровка', полет
самолета может оказаться невозможным, поэтому центровка само-
лета в полете не должна выходить из определенных границ — пре-
делов центровки.
130
Входные
Передняя и задняя
входные двери. /Вани да оашно-ерн/зовых помещений
Рис. 3.2.
Габаритные размеры багажно-грузовых помещений, люков и входных
дверей
При определении центровки и загрузки самолета имеется в ви-
ду, что багаж загружается только в багажно-грузовые помещения
№ 1, 2 и 3; в багажное помещение № 4 разрешается загружать
только грузы, почту, газеты. В расчетах загрузки и центровки учи-
тываются и гардеробы, при этом масса верхней одежды пассажи-
ров при полетах в зимнее время принимается равной 5 кг на од-
ного пассажира. При эксплуатации в зимнее время возможно уве-
личение размеров переднего и среднего гардеробов за счет снятия
двух передних рядов кресел в переднем и заднем салонах. В этом
случае масса пальто в увеличенных гардеробах при расчете цент-
ровки по графику рассчитывается по шкалам соответствующих
рядов.
При размещении багажа и груза в багажно-грузовых помеще-
ниях следует учитывать некоторые особенности.
Так, в багажно-грузовом помещении № 1, если багаж можно
разместить на одной половине багажного помещения, то из условия
центровки его размещают в передней или задней части багажного
помещения равномерно по всей площади пола. Если багаж не раз-
мещается в одной из частей багажного помещения, его загружают
равными или неравными частями в переднюю и заднюю части ба-
гажного помещения. Для расчета подобной загрузки на центровоч-
ных графиках даны две шкалы тля багажного помещения № 1.
Багаж и груз размещают равномерно по площади пола с таким
расчетом, чтобы центр тяжести грузов в каждой части багажного
помещения был расположен в середине багажного отсека.
5* 131
В остальных багажно-грузовых помещениях (№ 2, 3, 4) багаж
и груз размещают равномерно по площади пола. Центр тяжести
грузов в каждом из помещений должен располагаться в середине
помещения.
Общее требование к загрузке багажно-грузовых помещений за-
ключается в следующем: запрещается полет самолета с незакреп-
ленным грузом и без грузовых сеток во всех багажно-грузовых
помещениях. Сетки должны быть целыми (не порваны) и закреп-
лены всеми карабинами. Единый груз, превышающий 300 кг, необ-
ходимо расчаливать тросами за швартовочные узлы. Удельная на-
грузка на пол багажных помещений не должна превышать
400 кг/см2.
ЗАПРАВЬ ПОЛЕТА ТОПЛИВОМ
При заправке самолета топливом руководствуются таблицей
заправки (табл. 3.3), из которой следует, что при заправке топли-
вом в количестве, меньшем или равном 58 000 кг, бак № 6 не за-
полняется. Топливо при этом распределяется между баками № 1—5
в следующем соотношении: 10% от заправляемого количества за-
правляют в баки № 5 правый и 5 левый; остальные 90% заправ-
ляют поровну в баки № 1—4.
Таблица 3.3
Таблица заправки самолета топливом
Топливо на само- лете, кг Распределение топлива по бакам, кг
Основные баки Дополнительные баки
№ 1 и 4 № 2 и 3 № 5 левый и 5 правый № 6
20000 9000 9000 2000 0
30000 13500 13500 3000 0
40000 18000 18000 4000 0
50000 22500 22500 5000 0
60000 26000 26000 6000 2000
65000 26000 26000 6000 7000
70000 26000 26000 6000 12000
77500* 27900 27900 6100 15600
82500** 29700 29700 1 6500 16600
* Максимальная масса при ** При заправке топливом Т-1 заправке топливом ТС-1 с плотностью 0,775. с плотностью 0,Я25.
При дозаправке топливом выполняются следующие правила:
при остатке топлива в баках № 1—4 или № 1—5 дозаправляемое
топливо распределяется так, чтобы все топливо на самолете соот-
132
ветствовало данным таблицы заправки. Если часть общего остат-
ка топлива находится в баке № 6, а топлива, необходимого для
очередного полета менее 60 т, топливо из бака № 6 перекачивают
и распределяют как в первом случае. При этом следует иметь в
виду, что расход топлива из баков № 5 и 6 происходит путем пе-
рекачки. Поэтому распределение топлива по бакам после посадки
может оказаться иным, чем при заправке того же количества.
Таблица составлена с таким условием, чтобы избежать течи
топлива из дренажа (вследствие расширения) при длительной сто-
янке самолета на аэродроме. С этой же целью введено следующее
правило: если заправка самолета производится заблаговременно
(более чем за 1 ч до вылета) при температуре наружного возду-
ха + 10° С и выше, заправлять баки полностью не разрешается.
В этом случае предварительная заправка баков топливом допуска-
ется в пределах: основные баки — не более 52000 кг; баки № 5 —
не более 6000 кг; бак № 6 можно заполнить полностью.
Дозаправка баков топливом до максимального количества раз-
решается не ранее чем за час до вылета самолета.
ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
Для самолета Ил-62 установлен следующий диапазон допусти-
мых центровок: предельно передняя допустимая центровка —
27% САХ, предельно задняя допустимая центровка 34% САХ.
Величина предельно допустимых центровок самолета для взле-
та и посадки зависит от запаса (остатка) топлива и задается гра-
фиком (рис. 3.3). Поскольку в эксплуатации графиком пользовать-
ся неудобно, то взлетные и посадочные центровки для самолета
с различным запасом или остатком топлива рекомендовано опреде-
лять по специальной таблице, помещенной на обратной стороне
каждого центровочного графика (см. табл. 3.7).
Рис. 3.3. Диапазон допустимых центровок
13).
Для обеспечения указанных предельных полетных центровок
необходимо, чтобы центровка самолета без топлива находилась в
пределах 29,5 — 34% САХ.
Величина изменения центровок в полете в зависимости от вы-
горания топлива находится ь следующих пределах: при полетах с
топливом в основных баках 1,5—2,0% САХ, при полетах с топли-
вом во всех баках 5,0 — 5,5% САХ.
Так как расход топлива из основных баков происходит непос-
редственно, а из дополнительных — путем перекачки, то центров-
ки самолета, соответствующие какому-то определенному остатку
топлива (во время полета), могут не совпадать со взлетной цент-
ровкой самолета, соответству >щей тому же запасу топлива. Это
связано с различным распределением топлива при одном и том же
его количестве.
Выпуск и уборка шасси практически не изменяют центровку
самолета. В полете из-за перемещения пассажиров возможно от-
клонение полетных центровок в пределах ± 1 % САХ.
Расчет загрузки и центровки самолета
по центровочному графику
Расчет загрузки и центровки при эксплуатации самолетов про-
изводится с помощью центровочного графика и табл. 3.7. При этом
за исходные данные принимаются:
масса и центровка пустого снаряженного самолета без экипа-
жа и бортпроводников;
допустимая взлетная масса, определяемая из условия обеспече-
ния взлета в случае отказа одного из двигателей (находится по
графикам «Руководства по летной эксплуатации^;;
допустимая центровка для взлета в зависимости от запаса топ-
лива на старте (определяется по табл. 3.7).
Для определения исходных данных снаряженного.самолета сле-
дует из формуляра загружаемого самслети брать массу и центров-
ку пустого самолета и добавлять массу типового и нетипового сна-
ряжения (см. табл. 3.1). Пример расчета исходных данных приве-
ден в табл. 3.4.
Масса экипажа и бортпроводников учитывается по центровоч-
ному графику.
Предельно допустимые задняя и передняя центровки самолета
отмечены на центровочном графике незаштрихованной зоной.
Приступая к расчету центровки, необходимо убедиться в соот-
ветствии центровочного графика по компоновке и числу кресел
самолету, для которого производится расчет. Для этой цели па
центровочных графиках приведены компоновочные схемы.
Размещение коммерческой нагрузки должно удовлетворять до-
пустимым значениям взлетной и посадочной центровок. Для вы-
полнения этого требования размещение коммерческой нагрузки
следует вести по графику из условия центровки самолета без топ-
лива в пределах 29,5—34,0 % САХ. Затем проверяют значения
134
взлетной и посадочной центровок при заданном топливе по табли-
це*, находящейся на оборотной стороне центровочного графика.
Таблица 3.4
Наименование Компоновка на 168 мест
Масса, кг Центровка, % САХ
Пустой самолет по фор- муляру Типовое снаряжение (без экипажа и бортпроводни- ков) 'Ли С 1626 Хд.с —2,'8
Нетиповое ©наряжение при наличии его на само- лете Wl’llT.CH Ах п т. с п
Снаряженный самолет (для расчета по центровоч- ному графику) Шд .С 1 6 2(0 + Шн т . (' и Хц. < 2,8 Ах„т. г ц
При полете самолета с малым числом пассажиров, малой мас-
сой багажа, без почты и груза значение центровки при расчете мо-
жет выйти за предельно допустимую заднюю центровку. В таком
случае следует заправлять балластный бак водой, масса которой
также определяется по центровочному графику.
Таблица 3.5
Положение центров масс экипажа и бортпроводников
Наименование Масса, кг Координаты ЦМ по оси X. м
Экипаж — 5 человек: 400
2 пилота 160 2,80
радист и штурман 160 3,78
бортинженер 80 3,16
Бортпроводники — 6 человек: 480
3 — у передней входной двери 240 6,33
’3 — у задней входной двери 240 19,82
Итого: экипаж и бортпроводники — И чело век 880 8,615
* Центровки самолета, указанные в таблице, действительны при любой
уделыдш массе топлива.
135
Таблица
Положение центра масс кресел
Номера рядов Число мес в ряду Масса кресел одного ряда, кг Координать ИМ но оси X, м Момент относи- тельно начала ко- ординат но оси X, кг-м Примечание
1 6 57,5 8,22 472,7 Шаг кресел
2 6 57,5 9,03 519,2 810 ммХ4,
3 6 57,5 9,84 565,8 840 мм\6 — ту-
4 6 57,5 10,65 612,4 ристский класс
О 5 6 57,5 11,46 659,0
03 6 6 57,5 12,30 707,3
7 6 57,5 13,14 755,6
•Зч S 8 . 6 57,5 13,98 803,9 '
9 6 57,5 14,82 852,2
10 6 57,5 15,66 900,5
11 6 57,5 16,50 948,8 '
Итого: 66 632,5 12,33 .7797,4
12 6 57,5 22,08 1269,6 Шаг кресел
13 6 57,5 23,10 1328,3 1020 ммХ2,
14 6 57,5 24,12 1386,9 990 ммХ 1,
15 6 57,5 25,11 1443,8 10'2*0 ммХ1,
16 6 57,5 26,13 1502,5 810 ммХ 1,
17 6 57,5 26,94 1549,1 780 ммХ 1'1 — ту-
18 6 57,5 27,72 1593,9 ристский класс
к 19 6 57,5 28,50 1638,8 -
20 6 57,5 29,28 1683,6
оз у 21 6 57,5 30,06 1728,5
=s 22 6 57,5 30,84 1773,8
55 23 6 57,5 31,62 1818,2
оз 24 6 57,5 32,40 1863,0
СО 25 6 57,5 33,18 1907,9
26 6 57,5 33,96 1952,7
27 6 57,5 34,74 1997,6
28 6 57,5 35,52 2042,4
Итого: 102 977,5 29,14 28480,1
Итого. 168 1610,0 22,53 36277,5
Полученные при расчете значения центровки относятся к само-
лету как с убранным, так и с выпущенным шасси (уборка шасси
на ттситровку не влияет).
Под термином «эксплуатационная масса», встречающимся на
центровочном графике, понимается суммарная масса снаряженного
самолета с экипажем, топливом, запасом продуктов, т. е. самолет
без пассажиров, багажа, почты и грузов.
13 6
28,530
15,090
J)
Y
90,350
23,3'30
Рис. 3.4. Центровочная схема самолета
Если не удается воспользоваться центровочным графиком и
центровка самолета определяется аналитически, пользуются дан-
ными, приведенными на центровочной схеме рис. 3.4 и в табл. 3.5
и 3.6.
Расчет центровки самолета в особых случаях
При полетах без коммерческой нагрузки (пе-
регонка) на самолет необходимо загружать балласт. Для этой
цели применяется вода (или антифриз), заливаемая в балластный
бак.
Для обеспечения взлетных и посадочных центровок в пределах;
допустимого диапазона в балластный бак заправляют воду в ко-
личестве не более 3200 кг. Если желательны более передние цент-
ровки (в пределах допустимого диапазона), разрешается создавать
их загрузкой дополнительного груза-балласта в заднюю часть ба-
гажного помещения № 1 (за люком).
Потребное количество балласта зависит от центровки снаря-
женного самолета и числа членов экипажа. Определяют его мае-,
су в каждом конкретном случае путем расчета по центровочному!
графику.
При полетах с малым числом пассажиров, без
почты и других грузов, пассажиров размещают в передних рядах
кресел переднего салона, а багаж — в багажном помещении № 1.
Если и при таком размещении пассажиров посадочная центровка
оказывается более задняя, чем допустимая, то для сохранения
центровки в указанном диапазоне заполняют водой балластный
бак. Бак заполняют только в тех случаях, когда масса коммерче-
ской нагрузки настолько мала, что не позволяет с ее помощью соз-
дать центровку в установленном диапазоне. Количество воды (бал-
ласта) зависит от числа пассажиров, массы багажа и грузов.
137
№ рейса | Маршрут !
Аэропорт вылета К Определение Пункт посадки
Дата 1 время эксплуатаци- командир корабля
№ самолета он. массы
Масса пустого снаряженного самолета, кг Д 6 8 8 о 0 Центровка пустого снаряжен.самолета 46,2 %САХ
Масса экипажа,кг ___________________.
Масса бортпроводников,продуктов в буфете, к г.
Масса топлива, кг ________________' ,
Эксплуатационная масса, кг___________<
Продольная коммерческая нагрузка, кг
О
О
8
0_
О
О
2
0_
2
О
О
О
О
Допустил!.8зпе!п.мака^1
Определение предельной кон-
'мерческой нагрузки, кг
6 1 6 а 0
4 0 0 2 0
2 1 5 8 0
Виды за грузки максиь заг- рузка Цена деле- &РгО^п^^°^снаРя,Нен- Фа кт и ч, загоизка
HULL 1 экипажа — * I-1-!-1- LIlililil 11 Колич., чел. Масса, кг
Экипаж <1°—'2 чел. Пример отсчет* П llll!lll№lllilllllilllllll > 5 400
Передний, гардероб и бортпроводники <5=200кг ш nil / Illii limKlilil/' nil /i 3 240
бортпроводники, гарде среда продакты в дщ роб Ъете <5=> ЧОО кг //////// iiliiiiiiiiimiililll!iiiiilllilil/ рОРОД. 580
Полное число пасса жиров с 1 по 28ряд '168 чел. <5=168 чел.. Z — Шкалой пользой 'аться
[ ftp и ПОЛНОМ Щ — пассажипаб геле
Пассажиры Ряды №1-4 24 чел. <5=12 чел. 777777// 7/7 24 1800
Ряды №5-8 24 чел. <5=>12 чел. 'Л7/////7/7 24 1800
Ряды №9'11 18 чел. 0=312 чел. ///vA 17/////////// /, 18 1350
Ряды №12-15 24 чел. <5=112 чел. i Ш1Ш11П1 III ll/li 24 1800
Ряды№16-19 24 чел. ашшжшжжшж»
Ряды№20-22 18чел. На центровку не влияет
Багажник №1 бередя, часть <5=500кг ////рй-j П2771////////////// 750
Заоняя часть Жхк/ЖЖаА/щ 500
Багажник №2 3300кг 3000
Багажник №3 2000кг 1500
Багажник №4 650кг ^^^д\Д\ШД\\'л\А\\\\\\\\А\\\\\\'л\\\\\у 500
Сосав- жиры Ряды№23-26 24 чел. =^12чел. 24 1800
Ряды №27-28 12чел. <==^12 чел. ШШшШ шШШШш 12 900
Гардероб задний 800кг =^чоокг \\\\\\\\\\\\\\\\\\г^ 630
Балластный бак 3200кг | <С=200кг /////I/////II/I/II IIIIIIIIIIIIIIIII!!IIIIIIIIIIIIIII!III —
|« 29 31 33 Итого фактичес- кая загрузка. 126пас. 17550
Пустой снаряжен- ный самолет 68800
Итого самолет оез топлива 86350
I
34 36 ЗВ 40 42 44 46 48 50 52 °/оСАХ 100000 i
4 &
§ <00000 24 26 28
90000 90000
80000 80000
70000 70000
5 Й
>3 0J §
______
Центровка, % САХ 24 262830 3234 36 3840 4244 46 48 50 52~
Передний пассажирский Задний пассажирский
салон салон
N3ia 1 3 5 7 9 11
рядов
Эксплратац, | масса, кг 0 0 2 0
* Коммерческая^ нагрузка,кг 1 6 8 3 0
Взлетная q г а, кг И 5 6 8 5 0 28,8 %САХ
Ра Слоттмие\ 6 0 0 0 0
РФ ла к? чнпя> од а с си, к г в 6 8 5 0 30,5 в!оСлх
12 14 16 18 20 22 24 26 28
Изменение центровки от перемещения юокг груза между багажниками
№ багаж- ников 1^2 1=^3 /=₽=4
Изменение, центрод-\±О,3 ки,САХ ±0,4 ±0,5
Размещение коммерческой нагрузки
определять по графику из условия
взлетной и посадочной центровок
Форму РЦЗ-1
заполнил:
ДЦ-
Центровоч-
ный график
проверил:
Командир
корабля:
138
Масса балласта в каждом конкретном случае определяется пу-
тем расчета по центровочному графику. В отношении массы бал-
ласта существует дополнительное ограничение, а именно: при на-
личии пассажиров в переднем салоне (или грузов в багажном по-
мещении № 1) масса балласта не должна превышать 2200 кг.
Пример расчета центровки самолета. Постановка задачи: определить цент-
ровку самолета Ил-62 и размещение коммерческой нагрузки, состоящей из:
пассажиров..........................................12'6 человек
багажа................................................1800 кг
груза и почты.......................................508'3 кг
Остальные данные по загрузке самолета включают:
экипаж 5 человек . . . ..................40Ю кг
бортпроводники 6 человек ........................... 486 кг
запас продуктов в буфете............................(340 кг
запас топлива на взлете.............................70‘0001 кг
остаток топлива на посадке ......................... 10 000 кг
Предварительно намечаем размещение пассажиров в рядах кресел, а бага-
жа и груза — по багажно-грузовым помещениям и записываем в правый стол-
бец центровочного графика (рис. 3.5).
Затем производим записи следующих величин в таблицах, помещенных на
I рафиках: массы и центровки снаряженного самолета; допустимой взлетной мас-
сы; потребной массы топлива; предельно допустимой коммерческой нагрузки.
Массу и центровку снаряженного самолета определяют так: из формуляра
самолета выписывают массу и центровку пустого самолета, а из инструкции по
центровке и загрузке — массу и влияние на центровку типового снаряжения.
Соответствующие суммы представляют собой исходные данные для расчета цент-
ровки по графику.
Расчет ведем в следующей последовательности: из исходной точки (на верх-
ней шкале), соответствующей центровке снаряженного самолета без экипажа
46,2% САХ, опускаем вертикаль на шкалу экипажа (точка А) до пересечения
с наклонной линией. От точки А отсчитываем влево по направлению стрелки
2,5 деления, соответствующих 5 членам экипажа (точка Б). Из точки Б опус-
каем вертикаль до пересечения с наклонной линией на шкале, соответствующей
гардеробу и бортпроводникам (точка 5). От точки В влево по направлению
стрелки отсчитываем 1,2 деления, соответствующих трем бортпроводникам (точ-
ка Г).
Дальнейший расчет делается аналогично произведенным выше действиям
(см. рис. 3.5).
В результате выполненных операций находим точку Д, соответствующую
размещению полной заданной коммерческой нагрузки (без топлива). Далее опре-
деляем центровку самолета при нулевом запасе топлива. Для этого из точки Д
опускаем вертикаль на график центровок до пересечения с горизонтальной ли-
нией, соответствующей массе самолета без топлива при данной фактической
загрузке (17550 кг). В точке Е, пересечения вертикали с горизонталью, находим
центровку загруженного самолета без топлива — 32,'0п/с, САХ.
На рис. 3.5 не приведены данные о максимальной загрузке багажника № |.
Его максимальная вместимость — 6200 кг (до 31'00 кг в передней и задней час-
тях). Допустимая загрузка этого багажника опреде. .-i-”ся условиями — суммар-
ная масса пассажиров и всех видов грузов при полете без плотов не должна
превышать:
Рис. 3.5. Центровочный график самолета в варианте компоновки на 16^ мест
и пример расчета центровки:
* Здесь записывается масса коммерческой нагрузки без классы продуктов в буфете, ко-
торые учитываются в этом случае в эксплуа iационной массе
139
£ Таблица 3.7
° Определение взлетных и посадочных центровок при различном запасе топлива в зависимости от центровок самолета без топлива
и проверка допустимости, полученной по графику центровки самолета без топлива
Центровка самолета без топлива 29,5 30,0 30,5 31,0 31,5 |32,О * а 32,5 33,0 33,5 34,0
Зап ас топлива, т Центровки самолета с топлив ом, % САХ
Топливо j 5 29,1 29,6 30,0 30,5 31,0 31,4 . 31,9 32,4 32,8 33,3
для [ посадки J |Ю| с 13 28,3 27,6 28,7 28,0 29,2 28,5 29,6 28,9 30,1 29,4 [30^5 29,8 Ь 31,0 30,2 31,4 30,6 31,8 31,1 32,3 31,5
15 27,9 28,3 28,7 29,1 29,5 29,9 30,3 30,8 31,2 31,6
20 28,8 29,2 29,6 30,0 30,4 30,8 31,2 31,6 32,0 32,4
30 29,5 29,9 30,2 30,6 31,0 31,4 31,7 32,1 32,5 32,8
40 30,2 30,5 30,9 31,2 31,5 31,9 32,2 32,6 32,9 33,2
50 31,0 31,3 31,6 31,9 32,2 32,5 32,8 33,2 33,5 33,8
58 31,1 31,4 31,7 32,0 32,3 32,6 32,8 33,1 33,4 33,7
60 30,6 30,9 31,2 31,5 31,8 32,1 32,3 32,6 32,9 33,2
Топливо 1 65rf 29,0 29,2 29,5 29,8 30,1 30,4 30,6 30,9 31,2 31,5
для J |70( 27,4 1 27,7 I 28,0 28,3 28,6 |28,8 27,6 е 29,1 29,4 29,6 29,9
взлета J 75 27,1 27,4 27,9 28,2 28,4 28,7
77,5 27,0 27,2 27,5 27,7 28,0 28,2 28,5 •
80 А . 27,0 27,3 27,5 27,8 28,0 28,3 28,6
82,5 27,0 27,3 27,5 27,8 28,1 28,3
* Значение центровки самолета без топлива; полученное но графику.
в первых шести рядах кресел и в передней части багажника 45'30 кг;
в последующих рядах кресел переднего салона и в задней части багажника
4506 кг.
При полете с плотами указанную массу следует соответственно уменьшать.
Максимальная загрузка багажника № 4 да графике указана 650 кг. Ее раз-
решается увеличивать до 1340 кг при уменьшении загрузки багажников № 2, 3
и заднего гардероба. При этом .массу груза в багажнике № 4 можно увеличи-
вать в следующих пределах:
па 40% от величины уменьшения груза в багажнике № 2;
на 70% от величины уменьшения груза в багажнике № 3 и заднем гарде-
робе.
Расчет взлетной и посадочной центровок определяем по
табл. 3.7, помещенной обычно на обороте центровочного графика.
При заданном запасе топлива на взлете 70 т определяем центров-
ку, равную 28,8% САХ. На посадке при остатке топлива 10 т цент-
ровка самолета будет 30,5% САХ (определена по той же таблице).
Взлетную центровку самолета находим на пересечении линий ае с
de, а посадочную — на пересечении линий ab и cb. Полученные
центровки лежат в допустимом диапазоне. В противном случае при-
шлось бы произвести частичное изменение в намеченном распреде-
лении багажа и грузов или пассажиров.
Таблица 3.8
Изменение центровки Ах при распределении 1000 кг топлива
Масса самолета, т Дх, % САХ
из баков № 5 в основ- ную группу из баков № 5 в бак № 6 из баков № 6 в основ- ную группу
140—160 -0,7% -0,9% +0,2%
100—130 -0,9% — —,
Зона А в табл. 3.7 показывает, что полученные по графику
центровки самолета без топлива (при запасе топлива от 75—82,5 т)
не допустимы.
В табл. 3.7 приведены значения центровок:
взлетных — для самолета с топливом от 20 до 82,5 т;
посадочных — для самолета с топливом от 5 до 15 т.
Посадочные центровки самолета с топливом от 20 до 30 т будут
более передними, чем указанные в таблице взлетные центровки в
среднем на 1 % САХ.
Б этой таблице приведены значения центровок для различного
запаса топлива при условии заправки его в строгом соответствии
с заправочной таблицей. Если обстоятельства не позволяют запра-
вить топливо в соответствии с заправочной таблицей, влияние пе-
рераспределения топлива на центровку самолета определяют по
табл. 3.8.
Центровки самолета, указанные в табл: 3.8, действительны при
любой плотности топлива.
141
Расчет загрузки и центровки самолета с применением ЭВМ вы-
полняется с помощью метода индексов. Индексом называют услов-
ную величину момента, выраженную в упрощенных единицах, т. е.
отнесенную к постоянной произвольно выбранной константе.
Индекс различных видов грузов в общем виде выражается как
znrl,xrp
1 = С ’
За константу С может быть принята какая-то величина массы
самолета (например, взлетная)
С -
Индекс текущей массы самолета определяется уравнением
/ — т ~ хо) 11/ zq п
Индекс массы пустого снаряженного самолета называется ба-
зовым индексом и обозначается
В1 = тсн(х^~.х0) (32)
Центровка пустого самолета хс выражается в % САХ и опре-
деляется уравнением
С (/-К)
-------+ х0~хь
По уравнению (3.1) определяется текущая центровка самолета
(в произвольном варианте загрузки или без нее, например пусто-
го самолета). При расчете базовой центровки (снаряженного) са-
молета в числитель вместо величины I подставляется В1, а в зна-
менатель вместо т подставляют тги.
В уравнениях (3.1) — (3.3) приняты следующие обозначения:
А'с — расстояние по горизонтали от начала координат до ЦТ са-
молета; л'о — исходная точка, относительно которой определяют все
значения индекса. На самолете Ил-62 эта величина принята равной
2868 см, что соответствует 32% САХ (средней центровке в диапа-
зоне их допустимых значений для самолета без топлива); хв— рас-
стояние по горизонтали от начала координат (совмещенного с нос-
ком фюзеляжа) до начала средней аэродинамической хорды
(САХ), хв — 2626,2 см; ЬА — длина средней аэродинамической хор-
ды (САХ), ЬА = 755,5 см; С — константа для преобразования мо-
мента в значение индекса, принята С =160 000; К — константа по-
ложительной величины для исключения отрицательного результата
индекса, принята К = 50.
После подстановки констант формулы (3.2) и (3.3) примут сле-
дующий вид:
В/ = (хс --ggt» _|_ 50 (3,4)
160000 1 v ’
хс 160000 V " 50)/ffl 4- 32% САХ. (3.5)
7,555
142
Индексы частей нагрузки и снаряжения определяются по фор-
муле
. тI (хгу i 2868) <2
7 /== 160300 ’
где mrp i — масса частей нагрузки или снаряжения; xrpi — рас-
стояние по горизонтали от начала координат до центра масс час-
тей нагрузки или снаряжения.
ЧЕТЫРЕХОПОРНОЕ ШАССИ САМОЛЕТА
Шасси самолета Ил-62 выполнено по четырехопорной схеме.
Оно состоит из передней, двух основных опор и дополнительной
хвостовой опоры. Достоинство самолетов с четырехопорной схемой
шасси рассмотрено в гл. 1, а здесь приведены основные положе-
ния, которые необходимо выполнять при эксплуатации самолета:
самолет, загруженный коммерческой нагрузкой * и топливом
(перед вылетом) или без топлива (после посадки), обладает впол-
не достаточным запасом устойчивости при стоянке и перемещении
по аэродрому на трех опорах: передней и двух основных. В этом
случае хвостовая опора должна быть убрана;
на самолете, не загруженном коммерческой нагрузкой, хвосто-
вая опора должна быть обязательно выпущена, так как устойчи-
вость незагруженного самолета на земле обеспечивается с по-
мощью хвостовой опоры.
Рассмотрим случаи применения хвостовой опоры. Хвостовая
опора предназначена для предотвращения опрокидывания неза-
груженного самолета на хвост при стоянке и рулении. Хвостовая
опора убирается по окончании загрузки самолета багажом, посад-
ки пассажиров и после занятия экипажем рабочих мест непосред-
ственно перед выруливанием или буксировкой самолета к месту
старта. Выпуск опоры производится сразу после подруливания к
аэровокзалу или другому назначенному месту до начала выгрузки
пассажиров и багажа. Во всех случаях при стоянке, буксировке
вперед и назад или рулении незагруженного самолета хвостовая
опора должна быть выпущена. При рулении или буксировке за-
груженного самолета к месту старта или с места посадки к месту
выгрузки пассажиров и багажа хвостовая опора должна быть
убрана.
Для эксплуатации самолета введены следующие правила: за-
прещается разгрузка самолета и высадка пассажиров до выпуска
хвостовой опоры, а также взлет и посадка с выпущенной хвостовой
опорой.
* Под «загруженным самолетом» понимается самолет с такой нагрузкой,
которая обеспечивает ему центровку в допустимом диапазоне.
143
СИСТЕМА КОНТРОЛЯ МАССЫ И ЦЕНТРОВКИ
ПРИ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТА
При подготовке самолета к полету производится, как отмеча-
лось, расчет массы, загрузки и центровки — взлетной и посадоч-
ной. Точнее, расчет загрузки производится из условия соответст-
вия эксплуатационной центровки (возможной в каждом данном
полете) допустимым диапазонам центровок. Исходными данными
для этих расчетов являются: масса и центровка пустого самолета
по формуляру; масса снаряжения, соответствующего конкретной
комплектации самолета, и влияние этого снаряжения на центров-
ку; данные о коммерческой нагрузке и запасе топлива: число пас-
сажиров, масса багажа, почты, грузов и масса топлива.
Для достижения наибольшей точности этих расчетов при экс-
плуатации пассажирских и транспортных (грузовых) самолетов
проводят периодическое взвешивание и корректировку формуляр-
ных данных о массе и центровке самолета.
Взвешивание самолета в эксплуатации проводят: после ремон-
та самолета, после значительных доработок в аэродромных усло-
виях и периодически один раз в 2—3 года.
Необходимость взвешивания самолета в эксплуатации связана с
тем, что масса самолета в эксплуатации изменяется даже тогда,
когда не производят никаких доработок. Появляется так называе-
мая наносная масса.
Взвешивание самолета на электротензометрических весах сле-
дует производить в закрытом помещении (в цехе, ангаре) или вне
помещения на открытом месте. В последнем случае необходимо
избегать погрешностей в определении массы и центровки из-за
влияния ветра, так как при взвешивании самолета вне ангара ве-
тер, оказывая давление на крыло и оперение, вызывает перерас-
пределение нагрузки между передней и задними опорами и вносит
погрешность в определение положения центра тяжести самолета.
Следовательно, при взвешивании самолета вне ангара следует
выполнять как общие технические условия, обязательные для взве-
шивания в помещении, так и дополнительные.
Методика взвешивания самолета и определение массы
и центровки на основе полученных материалов
Взвешивание самолета вне ангара допускается при скорости
ветра, не превышающей 3 м/с, и при отсутствии порывов ветра *.
Для взвешивания самолет устанавливают против ветра, рули и эле-
роны — в нейтральное положение, закрылки должны быть уб-
раны.
• При взвешивании в условиях неспокойного воздуха возможны
колебания стрелки индикаторов тензометрических весов. Поэтому
рекомендуется записывать несколько показаний датчиков (как со-
* К протоколу определения массы должна прилагаться справка метеослуж-
бы о скорости ветра в день взвешивания.
144
ответствующие установившемуся положению стрелки, так и пре-
делы ее отклонения, т. е. максимальные и минимальные значения).
Аналогичную запись следует вести по индикаторам всех трех дат-
чиков, а массу самолета в каждом из трех взвешиваний — опреде-
лять как сумму максимальных значений.
Взвешивание производят в комплектации пустого самолета, со-
ответствующей техусловиям на поставку и приемку. При этом все
штатное оборудование должно находиться на борту. При частичном
отклонении от нормальной комплектации рекомендуется составлять
соответствующий перечень и приводить массу и центровку пустого
самолета к нормальной комплектации путем расчета. Отсутствую-
щие агрегаты штатного оборудования можно компенсировать ус-
тановкой грузов соответствующей массы на места отсутствующего
оборудования. Общая масса отсутствующего компенсируемого
штатного оборудования не должна превышать 200—300 кг. Обору-
дование, относящееся к снаряжению, не должно находиться на са-
молете при его взвешивании. Если возникают затруднения в сня-
тии отдельных агрегатов этого оборудования, то их массу с соот-
ветствующими координатами центра тяжести следует исключить
при обработке результатов взвешивания пустого самолета.
Топливо перед взвешиванием должно быть слито. Это проверя-
ется после установки самолета в линию полета (при нулевом стоя-
ночном угле). Проверка допускается и при положительной вели-
чине этого угла. Масло из двигателей и системы можно не сливать,
но обязательно протоколировать его наличие. Поверхность само-
лета должна быть сухой.
Взвешивание самолета целесообразно производить в одном по-
ложении, установив его в линию полета. Если установка самолета
в линию полета затруднена, надо произвести замеры, необходимые
для вычисления угла наклона оси самолета в момент взвешива-
ния.
На основании инструкции по взвешиванию составляется акт,
который обычно содержит следующие разделы: сведения о комп-
лектации самолета, результаты взвешивания (не только показания
весов, но и обмеры), расчет массы и центровки пустого самолета,
выводы.
Напомним, что центровка самолета определяется как отноше-
ние длины отрезка от носка САХ до центра масс самолета,
спроецированного на плоскость симметрии, к величине САХ (рис.
3.6).
Формула определения центровки в % САХ по результатам
взвешивания на тензометрических весах, выведенная для самолета
с четырехопорным шасси типа Ил-62, имеет вид
д_______________________Г Рзл1 ' 1 100
(3.7)
L пгп J ЬА
где /?з.д — давление на задний домкрат; I — расстояние между
осью, соединяющей передние домкраты с задним домкратом; тп с —
масса пустого самолета; хА=хА—хп.д; хА — расстояние от нача-
145
Рис. 3.6. Схема взвешивания на тензометрических весах самолета с четырех-
опорным шасси
ла координат до начала САХ; хп.д — координата переднего дом-
крата.
Формула (3.7) учитывает условия установки самолета на дом-
кратах в линию полета (Ф = 0) и проецирование центра масс на
САХ, параллельную оси самолета.
146
Глава 4
ПЛАНЕР САМОЛЕТА
Самолет Ил-62 представляет собой свободнонесущий низко-
план со стреловидным крылом и Т-образным стреловидным опере-
нием, с четырьмя двигателями, попарно расположенными в гондо-
лах по обе стороны хвостовой части фюзеляжа, и имеет трехопор-
ное шасси с управляемыми колесами передней опоры и четвертую
вспомогательную хвостовую опору.
Самолет Ил-62 предназначен для перевозки пассажиров, бага-
жа и почты. При его проектировании наряду с требованиями обес-
печения высокой степени надежности * и безопасности полета не-
обходимо было обеспечить максимальный комфорт пассажирам,
создать самолет высокой экономичности и большого срока службы.
Для удовлетворения этих требований была выбрана схема самоле-
та с расположением двигателей на хвостовой части фюзеляжа.
Установка двигателей на фюзеляже позволила:
иметь аэродинамически «чистое» крыло с хорошим аэродина-
мическим качеством и создать эффективную механизацию крыла
для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета;
улучшить характеристики путевой устойчивости самолета бла-
годаря малому разворачивающемуся моменту от двигателей при
внезапной остановке одного из них;
улучшить комфорт пассажиров путем уменьшения шума вслед-
ствие установки двигателей сзади герметичной кабины;
повысить противопожарную безопасность в результате удаления
двигателей от пассажирской кабины и от топливных баков;
улучшить защиту двигателей от попадания в них посторонних
предметов благодаря высокому расположению воздухозаборников
над землей.
Для самолета Ил-62 были определены оптимальные формы, па-
раметры и схема, обеспечивающие получение заданных летных и
взлетно-посадочных характеристик. При проектировании планера
самолета впервые был применен аналитический метод задания об-
водов фюзеляжа, гондол двигателей и обтекателей. Этот метод
позволил в большом объеме использовать электронно i-.ычисли-
* Надежность — способность самолета выполнять поставленные перед ним
задачи с сохранением своих летных и эксплуатационных показателей в задан-
ных пределах в течение заданного промежутка времени.
147
гельные машины для расчета всех геометрических параметров ука-
занных выше агрегатов, что при серийной постройке сыграло поло-
жительную роль в сокращении сроков подготовки производства к
началу выпуска серийной машины.
Конструкция самолета Ил-62 удовлетворяет нормам прочности,
действующим в СССР. Высокую усталостную прочность конструк-
ции самолета Ил-62 обеспечивают:
применение пластичного алюминиевого сплава Д16Т с высоки-
ми усталостными характеристиками;
введение в конструкцию планера дублирующих элементов, в
том числе и двойное остекление окон.
Самолет удовлетворяет высоким эксплуатационным требовани-
ям. Это прежде всего надежность самолета, удобство обслужива-
ния и высокие экономические показатели. Надежность самолета
Ил-62 обеспечивается прочностью и жесткостью конструкции агре-
гатов, узлов и элементов самолета, безотказным функционировани-
ем его систем, механизмов и оборудования.
С точки зрения серийного производства Ил-62 — самолет вы-
сокой технологичности.
Под технологичностью конструкции самолета понимается комп-
лекс ее свойств, позволяющих при сохранении заданных характе-
ристик, включая ремонтопригодность, иметь низкую трудоемкость
в производстве.
В конструкции самолета широко применяются детали и конст-
руктивные элементы, изготовляемые прокатом, штамповкой, лить-
ем, а также обработкой на полуавтоматических и автоматических
станках. Применяется большое число монолитных фрезерованных
панелей.
В конструкцию самолета входят:
фрезерованные панели . . . ...... 11,2 шт.
штампованные элементы..............................110'267 шт.
литые элементы . . . .................39 ЬО »
прессованные профили.............................12'2 наименования
пластмассовые детали ..............................12787 шт.
химически фрезерованные элементы.................950 м2
Некоторое увеличение трудоемкости при изготовлении фрезеро-
ванных панелей переменной толщины оправдывается тем, что в це-
лом конструкция с такой обшивкой значительно легче; кроме того,
у обшивки с переменной толщиной распределение напряжений
более равномерное, благодаря чему усталостная прочность ее
выше.
Для сокращения цикла сборки и максимальной механизации
клепальных работ конструкция планера самолета расчленена на
отдельные панели, представляющие собой часть обшивки с эле-
ментами поперечного и продольного наборов. При этом прессовая
клепка составляет почти половину от общего объема клепальных
работ. Крупногабаритные фрезерованные панели обшивки планера
самолета, балки крепления двигателей и оконные панели обраба-
148
тываются на станках с полуавтоматическим и программным управ-
лением.
Стремление к высокой технологичности конструкции стало од-
ним из основных принципов конструирования современных само-
летов.
ОСНОВНЫЕ КОНСТРУКЦИОННЫЕ МАТЕРИАЛЫ
ПЛАНЕРА
В конструкции планера самолета применены алюминиевые сплавы Д16Т,
АК.6, магниевый сплав МЛ5, стали ЗОХГСА, ЗОХГСНА, ЗЗНХЗМА, титановые
сплавы OT4-I, ВТ-14 и .некоторые другие материалы.
Алюминиевый сплав Д16Т широко используется для большинства
силовых элементов конструкции планера. Он пластичен, вследствие чего обла-
дает высокими усталостными характеристиками. Алюминиевый сплав Д16Т раз-
личных марок применяется в виде прессованных монолитных панелей, листов
обшивки и прессованных профилей для каркаса планера самолета.
Алюминиевый сплав АК6 по своему составу и механическим свой-
ствам близок к сплаву Д16Т. Его предел прочности составляет 36—38 кге/мм2
(353 • 10е—373 • liOe Па). Этот сплав применяется для деталей стыковых соеди-
нений, изготавливаемых методом горячей штамповки. Из него изготовлены круп-
ные штамповки силовых шпангоутов крепления крыла, оперения и шасси.
Магниевый сплав МЛ5 применяется для средне- и маланагружепных
деталей, изготавливаемых литьем. Его предел прочности равен 21—22 кге/мм2
(206-106—216-Ю6 Па). Из магниевого сплава изготовлен каркас фонаря ка-
бины экипажа.
Стали ЗОХГСА и ЗОХГСНА применяются для высоконагруженных де-
талей, в частности для болтов стыковых соединений и рельсов закрылков. Сталь
ЗОХГСА применяется с пределом прочности ООО—125 кге/мм2 (981 • 106—
Г226 • 10 е Па). Сталь ЗОХГСНА с пределом прочности 165 кге/мм2 (1619Х
X 1>06 Па) является основным конструкционным материалом для изготовления
узлов опор шасси.
Сталь ЗЗХНЗМА применяется для балок подвески двигателей.
Титановые сплавы обладают высоким значением предела прочности при рас-
тяжении в сочетании с малым удельным весом.
Титановый сплав ОТ4-1 применяется .в качестве жаропрочного ма-
териала для обшивки и экранов, работающих в условиях повышенных темпе-
ратур. Этот сплав имеет предел прочности 60—75 кге/мм2 (589- 10е—736 • ГС6 Па).
Из него изготовлены противопожарные перегородки, экраны, часть, трубопрово-
дов высотной системы.
Из титанового сплава ВТ-14 изготовлены узлы хвостовой опоры.
ЗАЩИТА ПЛАНЕРА ОТ КОРРОЗИИ
Конструкция самолета имеет надежные защитные покрытия,
предохраняющие в эксплуатации планер от коррозии в различных
атмосферных условиях.
Покрытия наносятся неодинаково для наружных и внутренних
поверхностей.
Все детали из алюминиевых сплавов анодированы и имеют по-
крытия: для внутренних поверхностей — один слой грунта АЛГ-14
с добавлением 2% алюминиевой пудры, для внешних — слой лака
АК-ПЗф.
Внутренние поверхности готового фюзеляжа, крыла, оперения и
гондол двигателей покрываются плотным слоем грунта АГ-За с до-
бавлением 1,5% алюминиевой пудры.
149
На нижнюю от строительной горизонтали внутреннюю поверх-
ность фюзеляжа наносятся два слоя эмали ХВ-16 зеленого цвета.
Места в зоне установки турбоагрегата, аккумуляторов и туалетов
дополнительно покрыты одним слоем лака ХСЛ.
Наружная поверхность планера покрыта одним слоем грунта
АГ-Юс и двумя слоями эмали С-38. Для покрытия фюзеляжа и
гондол двигателей используется эмаль белого и светло-серого цве-
тов, остальные поверхности планера покрываются эмалью С-38
только светло-серого цвета.
Носки воздухозаборников не анодируются. Их внутренняя по-
верхность покрывается грунтами ВЛ-02 и АЛГ-14, внешняя по-
верхность — полируется.
Защитные покрытия следует беречь от механических повреж-
дений, царапин, забоин и т. д. Следует помнить, что в местах пов-
реждений может возникнуть коррозия, особенно интенсивно разви-
вающаяся в местах скопления влаги и грязи, а также в зонах дей-
ствия выходящих газов двигателей, паров кислот и других агрес-
сивных сред.
Предотвращение коррозии, ее своевременное выявление и уст-
ранение являются важнейшим требованием обслуживания планера
самолета.
150
Глава 5
ФЮЗЕЛЯЖ
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Фюзеляж самолета служит для размещения экипажа, пасса-
жиров, грузов и оборудования, а также является базой для креп-
ления передней опоры самолета, крыла, хвостовой опоры, гондол
двигателя и оперения.
Фюзеляж (рис. 5.1, 5.2, 5.3, 5.4, 5.5, 5.6) имеет поперечное се-
чение в виде овала. Максимальная высота сечения 4100 мм, мак-
симальная ширина 3750 мм, длина фюзеляжа 40 м.
КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВАЯ СХЕМА ФЮЗЕЛЯЖА
Конструкция фюзеляжа выполнена по моноблочной схеме. Для
нее характерно наличие большого количества стрингеров, шпанго-
утов и относительно толстой обшивки. Конструкция фюзеляжа
обеспечивает сборку его из отдельных панелей.
Продольный набор фюзеляжа составляют стрингеры, равномер-
но расположенные по контуру поперечного сечения фюзеляжа. По-
перечный набор фюзеляжа состоит из шпангоутов. Шпангоуты
придают фюзеляжу форму и обеспечивают жесткость его попереч-
ного сечения, а также подкрепляют стрингеры и обшивку.
Силы, действующие на фюзеляж. В полете на фюзеляж дейст-
вуют следующие силы:
1) силы, передающиеся фюзеляжу от соединенных с ним кры-
ла, опор шасси, двигателей, оперения;
2) вес агрегатов, грузов и оборудования, расположенных в фю-
зеляже, и элементов конструкции фюзеляжа;
3) аэродинамические силы, распределенные по поверхности фю-
зеляжа;
4) силы внутреннего давления в герметичных отсеках фюзе-
ляжа;
5) погонная нагрузка от веса конструкции фюзеляжа.
Силы, действующие в плоскости, параллельной плоскости сим-
метрии самолета, изгибают фюзеляж в вертикальной плоскости и
закручивают его; силы же, действующие в плоскости, перпендику-
лярной плоскости симметрии, изгибают фюзеляж в горизонтальной
плоскости и закручивают его. Таким образом, в общем фюзеляж
работает на изгиб в вертикальной и горизонтальной плоскостях и
кручение.
151
Рис. 5.1. Схема фюзеляжа:
/—передняя входная дверь (левый борт); 2—дверь запасного выхода; 3—буфетная дверь; 4—задняя входная дверь (левый борт); 5-ава-
рийные выходы; 6—отсек передней опоры шасси; 7—отсек контейнера балластного бака; 8—люк багажно-грузового помещения № 1; 9—
люк подпольной части буфета; 10—отсек основных опор шасси; 11— люк багажно-грузового помещения № 2; 12—люк багажно-грузового
помещения № 3; 13—отсек хвостовой опоры; 14—люк багажно-грузового помещения № 4; /5—отсек ВСУ
Б-Б
Л -А
Рис. 5.2. Носовая часть фюзеляжа:
/—каркас фонаря; 2—дверь на шпангоуте № 11; 3—пол кабины экипажа; 4—стеклоблок; 5—обрамляющий материал; 6~каркас фонаря;
7—прижим; 8~резиновая герметизирующая рамка; 9—прижимная рамка; 10—уплотнительная лента; //—форточка; 12—резиновый про-
филь герметизации
О»
z г
'^^ОйКа я
ОП°Р шаСздКа7е;
~м\а °к^
место
5'3' ^ентРальная
°РЯЧег° ^уИХ^И^оИЯ!еро11
Л кРеПЛе^Р^ьНой
я n°AKOca 0^КИ;
р^рс^ная
П°*Коса о®адки;
Шп. №75
Рис. 5.4. Хвостовая часть фюзеляжа:
/—вырезы в стенках шпангоутов под двери; 2—вертикальные балки шпангоута № 85; 3—стыковые профили киля; 4—наружный контур-
ный угольник; 5—балка крепления двигателя; 6—узлы крепления хвостовой опоры шасси; 7—люк для подхода к валу привода хвостовой
опоры; 8—хвостовой кок; <5—люк для подхода к радионавигационному оборудованию; 10—концевой обтекатель антенны радионавигационно-
го оборудования
а
Рис. 5.5. Членение самолета:
/—передняя входная дверь; 2—передняя опора Шасси; 3—створки отсека передней опоры; 4—носовой обтекатель антенны РЛС; 5—дверь
запасного выхода; 6—буфетная дверь; 7—отъемная часть крыла (ОЧК); 8—носовая часть ОЧК; 9—концевой обтекатель; 10—триммер
средней секции элерона; 11—сервокомпенсаторы элерона; 12—интерцепторы; 13—гондолы двигателей; 14—носовая часть киля; /5—обте-
катель; 16—носовая часть стабилизатора; 17—стабилизатор; 18—руль высоты; 19—триммеры руля высоты; 20—концевой обтекатель стаби-
лизатора; 21—руль направления; 22—триммер руля направления; 23— сервокомпенсатор руля направления; 24— киль; 25—обтекатель ан-
тенны; 26—хвостовой кок; 27—хвостовая часть фюзеляжа; 28—хвостовая опора шасси; 29—обтекатель труб; 30—зализ; 31—закрылки; 32—
элерон; 33—створки основной опоры шасси; 34—основная опора шасси; 35—центроплан; 36—носовая часть центроплана; 37—задняя входная
дверь; 38—двери аварийных выходов
/2
Рис. 5.6. Схема расположения силовых элементов самолета:
/—балки отсека передней опоры шасси; 2—торцовая нервюра по разъему центроплана и ОЧК; 3—передний лонжерон; 4—средний лонже-
рон; 5—задний лонжерон; 6—центральная балка отсека основных опор шасси; 7—балки крепления гондол; 8—средний лонжерон киля;
9—передний лонжерон; 10—задний лонжерон; //—передний лонжерон стабилизатора; /2—задний лонжерон
Усилия от изгибающих моментов воспринимаются стрингерами
совместно с обшивкой, которые работают при этом на растяжение
или сжатие. Поперечные силы и крутящий момент — обшивкой.
Все сосредоточенные нагрузки от шасси, крыла, двигателей,
оперения, узлов подъема самолета передаются продольными бал-
ками и силовыми шпангоутами на обшивку фюзеляжа в виде рас-
пределенной по ней нагрузки.
В отсеке передней опоры самолета установлены две боковые
балки, в отсеке основных опор — три балки, из них две боковые
и одна центральная. Балки воспринимают в районе вырезов осевые
силы при изгибе.
Нагрузки в герметичной части фюзеляжа от избыточного дав-
ления, равного 0,63 кгс/см2 (6,18-104 Па), принимает обшивка, под-
крепленная стрингерами, шпангоутами и окантовкми, установлен-
ными вокруг вырезов под входные двери, аварийные и запасные
выходы и люки багажно-грузовых помещений.
КАРКАС И ОБШИВКА ФЮЗЕЛЯЖА
Основные конструктивные элементы каркаса фюзеляжа: стрин-
геры, шпангоуты, балки.
Стрингеры. В продольный силовой набор входит 76 стрингеров, равномерно
расположенных по контуру поперечного сечения фюзеляжа. Нумеруются стрин-
геры сверху вниз, влево и вправо от верхнего (пулевого) стрингера. Все стрин-
геры, за исключением стрингеров монолитных фрезерованных панелей, изготов-
лены из прессованных профилей уголковою и таврового сечений. Поперечные
сечения некоторых стрингеров изменяются по длине в зависимости от характера
и величины действующих нагрузок. Стыки стрингеров осуществляются наклад-
ками. По силовым шпангоутам стрингеры разрезаны и соединены между собой
через ленты этих шпангоутов болтами при помощи фитингов, непосредственно
к шпангоутам стрингеры не крепятся, их связь осуществляется через обшивку.
Шпангоуты. В поперечный силовой набор входит 101 шпангоут.
По своей конструкции п роли в обеспечении прочности шпангоуты делятся
на типовые (нормальные) и силовые. Силовые шпангоуты выполняют те же
функции, что и типовые, но дополнительно еще воспринимают сосредоточенные
силы, приложенные к фюзеляжу в местах крепления опор самолета, крыла, гон-
дол двигателей, хвостовой опоры, оперения, а в местах установки герметичных
перегородок несут нагрузки от избыточного давления в герметичной кабине.
Шп. № 2, '6, 11, 46, 511, 56, 60, 61, 63, 75, 78, 82 и с № 85 по 93 включи-
тельно— силовые. Остальные шпангоуты — типовые.
Типовые шпангоуты составляют основной поперечный набор фюзеляжа и со-
стоят из обода -образного сечения, поперечной балки, поддерживающей
пассажирских салонов, и нижней балки, служащей опорой для пола багажно-
грузовых помещений.
Ободы типовых шпангоутов собираются из отдельных частей, определяющих
ширину панелей обшивки между продольными стыками обшивки по стрингерам
№ 0, 5, 12, 17, 25, 312 и 38.
Шпангоуты на участке центроплана нс имеют поперечных балок пола, их
ободы связаны с балками, идущими вдоль фюзеляжа по обшивке центроплана.
Шпангоут № 2 является нерщиен перегородкой, ограничивающей гер-
метичную часть фюзеляжа. Стенка шпангоута со стороны кабины экипажа под-
креплена вертикальными и горизонтальными клепаными балками. 11а боковых
вертикальных балках установлены кронштейны кропления штурвальных колонок.
В стенке шпангоута между вертикальными балками имеются люки с крышками
па болтах для подхода к штурвальным колонкам. К ободу шпангоута прикреп-
лены корпуса замков крепления носового обтекателя антенны РЛС.
158,
Шпангоут № Ы является перегородкой, отделяющей кабину экипажа
от пассажирского салона. Шпангоут также воспринимает нагрузки от крепления
передней опоры самолета.
В стенке шпангоута имеется дверь для прохода в кабину экипажа и вырез
для доступа к навигационному оборудованию, расположенному в кабине эки-
пажа. Нижняя часть шпангоута (под гермоднищем) выполнена в виде двух вер-
тикальных балок, на которых установлены узлы крепления траверсы передней
опоры самолета.
Шпангоуты № 46, 51 и 56 воспринимают нагрузки от крыла. Они
расположены по оси переднего, среднего и заднего лонжеронов центроплана.
Конструктивно эти шпангоуты однотипны.
Боковой обод от места соединения его с верхним ободом плавно увеличи-
вается и на конце выполнен в виде фитинга, которым прикрепляется болтами к
стенке лонжерона центроплана при сборке последнего.
Шпангоуты № 60 и 61 воспринимают нагрузки от подкосов основ-
ных опор самолета. Ободы этих шпангоутов аналогичны ободам шп. № 46, 51
и 56. Нижние части ободов болтами большого диаметра соединены с мощными
цельноштампованными балками пола. С наружной стороны фюзеляжа к узлам
шпангоутов прикреплены балки крыльевых отсеков шасси и шарнирные узлы,
к которым присоединены подкосы основных опор самолета.
Шпангоут № 63. Низ шпангоута под полом пассажирской кабины яв-
ляется герметичной перегородкой, отделяющей отсек основных опор самолета
от герметичной части фюзеляжа.
Шпангоут № 75 является задней герметичной перегородкой пассажир-
ского салона. В стенке шпангоута имеется дверь для прохода в служебный от-
сек. Стенка шпангоута подкреплена вертикальными клепаными балками.
Шпангоуты № 78 и 82. На эти шпангоуты навешиваются гондолы
двигателей. Шпангоуты одинаковой конструкции. В конструкцию каждого из
них встроены две поперечные балки, к которым прикрепляются гондолы двига-
телей. Балки воспринимают всю нагрузку от двигателей и передают ее на кар-
кас хвостовой части фюзеляжа без дополнительных изгибающих моментов.
Шп. №? 78—82 установлены наклонно под углом 3° к вертикали, т. е. перпен-
дикулярно к оси гондол двигателей.
Шпангоуты № 85—93, По этим шпангоутам киль стыкуется с фюзе-
ляжем, причем шп. № ,85, 89 и 93 соединены соответстенно с передним, средним
и задним лонжеронами киля, а остальные — со стрингерами киля. Все шпан-
гоуты конструктивно однотипны, за исключением шп. № 8'5—87, конструкция ко-
торых определяется наличием герметичной перегородки по шп. № 85 и пере-
городок отсека хвостовой опоры между шп. № 85 и 87.
Шп. № 85 замыкает герметичную часть фюзеляжа. В верхней части шпан-
гоута установлены кницы для соединения с передним лонжероном киля, в ниж-
ней (на левом борту) — опорный узел под гидроподъемник самолета.
Шпангоуты № 88—93 представляют собой кольца переменной высоты.
По шп. № 93 осуществлено стыковое соединение с задним лонжероном киля.
По наружному стальному ободу шп. № 93 хвостовой кок стыкуется с фюзе-
ляжем.
Обшивка обеспечивает получение заданной для фюзеляжа аэродинамичес-
кой формы и является основным силовым элементом конструкции. Вместе со
стрингерами она воспринимает нагрузки от изгибающего момента, а также пол-
ностью воспринимает нагрузки от поперечных сил, крутящего момента и избы-
точного давления в герметичной кабине. Обшивка воспринимает также воздуш-
ные нагрузки, передавая их на стрингеры и шпангоуты.
Конструктивно обшивка фюзеляжа выполнена из листов, монолитных фре-
зерованных панелей и дублирующих элементов. Тонкая листовая обшивка ста-
вится в носовой и хвостовой частях фюзеляжа. В наиболее нагруженных местах
конструкции фюзеляжа^: над центропланом и отсеком основных опор самолета
и по линии расположения окон пассажирских салонов установлены монолитные
фрезерованные панели. Толщина полотна панелей переменная и определяется
величиной нагрузки, действующей в данном месте фюзеляжа. Монолитные па-
нели длиной до 12 м с продольными ребрами жесткости взамен стрингеров фре-
зерованы из прессованных заготовок и имеют толщину полотна от '3,5 до2,2 мм.
159
Дублирующие элементы усиливают обшивку фюзеляжа в местах различных
вырезов. Они изготавливаются из листа и приклепываются к обшивке с наруж-
ной и внутренней сторон.
Обшивка приклепывается к шпангоутам и стрингерам заклепками с потай-
ными головками. Стыки листов выполнены внахлестку при помощи заклепок с
плоско-выпуклыми головками. Применение этих заклепок обеспечивает хорошую
герметичность заклепочного шва и повышает его прочность при действии пере-
менных нагрузок. Поперечные стыки листов обшивки расположены в основном
на шпангоутах, продольные — на стрингерах.
КОМПОНОВКА ФЮЗЕЛЯЖА
Носовая часть фюзеляжа представляет собой откидывающийся
обтекатель антенны радиолокатора (см. рис. 5.1). Обтекатель из-
готовлен из радиопрозрачного материала и крепится на шп. № 2.
Герметичная часть фюзеляжа ограничена спереди стенкой по
шп. № 2, сзади — шп. № 85.
Задней герметичной перегородкой пассажирского салона явля-
ется шп. № 75 с дверью. За этим шпангоутом расположен служеб-
ный отсек. При внезапной разгерметизации этого отсека шпангоут
выдерживает избыточное давление пассажирского салона в тече-
ние времени, необходимого для снижения самолета на безопасную
высоту.
Внутреннее пространство герметичной части фюзеляжа разде-
лено полом на верхнюю и нижнюю части.
В нижней части фюзеляжа выделены негерметичные отсеки под
переднюю опору самолета, под центроплан крыла и отсек основных
опор самолета.
В верхней части герметичной кабины расположены:
кабина экипажа — между шп. № 2 и 11;
пассажирские салоны — между шп. № 11 и 75;
отсек электро-, гидросистем — между шп. № 75 и 85.
Под иолом герметичной кабины расположены:
отсек передней опоры самолета — между шп. № 4 и 13;
отсек балластного бака — между шп. № 13 и 17;
багажно-грузовое помещение № 1 и отсек буфета-кухни — меж-
ду шп. № 17 и 42;
отсек высотного оборудования — перед центропланом между
шп. № 42 и 46;
отсек крепления центроплана — между шп. № 46 и 56;
отсек основных опор самолета — между шп. № 56 и 63;
багажно-грузовое помещение № 2 — между шп. № 63 и 74;
багажно-грузовое помещение № 3 — между шп. № 75 и 85.
Отсек балластного бака, отсеки багажно-грузовых помещений
№ 1, 2 и 3 относятся к герметичной кабине и в них поддержива-
ются такие же давление и температура, как и в кабинах само-
лета.
В хвостовой негерметичной части фюзеляжа за герметичным
шп. № 85 находятся:
отсек хвостовой опоры — между шп. № 85 и 87;
багажно-грузовое помещение № 4 — между шп. № 87 и 93;
.160
отсек вспомогательной силовой установки (ВСУ) за шп.№95
в хвостовом коке, а за шп. № 101, на его стенке, установлена ан-
тенна радионавигационного оборудования, закрытая обтекателем.
Между шп. № 99 и 100 с левого борта имеется люк для подхода
к радионавигационному оборудованию.
Кабина экипажа
В кабине размещены рабочие места двух пилотов, штурмана,
радиста и бортинженера.
Оборудование, необходимое членам экипажа для управления
самолетом и его системами, расположено на приборной доске, цент-
ральном, левом, правом и верхнем (потолочном) пультах, а также
на рабочих местах радиста и штурмана.
Фонарь кабины экипажа (см. рис. 5.2) служит пилотам для обзора перед-
ней полусферы. Каркас фонаря состоит из '9 секций-рамок, стойки которых об-
разуют 18 оконных проемов. Рамки каркаса фрезерованы из штампованных за-
готовок и соединены между собой болтами.
Четыре передних окна (первое и второе от оси симметрии самолета) и фор-
точки (третье окно от оси симметрии самолета) застеклены электрообогреваемы-
ми панелями из силикатного стекла, остальные (боковые) окна — панелями из
ориентированного органического стекла.
Панель переднего окна выполнена в виде стеклоблока, состоящего из трех
плоских (во избежание оптических искажений) силикатных стекол — внешнего
с электронагревательным элементом, среднего и внутреннего, склеенных между
собой прозрачной пленкой и окантованных металлической рамкой. Панель бо-
кового окна выполнена в виде стеклоблока, состоящего из двух стекол — на-
ружного и внутреннего с зазором между ними и окантованного резиновой рам-
кой.
Стеклоблоки вставлены в проемы каркаса фонаря изнутри кабины и при-
жаты к кромкам проема металлическими лентами и профилями. Крепление стек-
лоблоков изнутри кабины повышает их герметизацию, так как стеклоблоки пе-
редних окон прижимаются внутренним давлением к резиновой прокладке, уло-
женной по контуру проема.
Пространство между стеклами боковых и верхних окон соединяется с атмо-
сферой через патрон, заполненный влагопоглощающим веществом — силикаге-
лем. Таким образом, давление в этом пространстве равно наружному давле-
нию и, следовательно, нагрузка от избыточного давления воспринимается внут-
ренним стеклом. В случае разрушения одного из стекол оставшееся способно
выдержать нагрузку от избыточного давления в герметичной кабине.
Форточка фонаря. По одному боковому стеклу с каждой стороны фонаря
заделано в форточки. Левая и правая форточки открываются внутрь кабины
и сдвигаются назад по верхнему и нижнему направляющим рельсам, установ-
ленным на каркасе фонаря. Каркас форточки фрезерован из штампованной заго-
товки. Стеклоблок состоит из четырех плоских силикатных стекол — внешнего,
среднего, промежуточного и внутреннего с электронагревательным элементом,
склеенных между собой прозрачной пленкой. Стеклоблок вделан в металлическую
рамку. Герметизация стеклоблока обеспечивается герметизирующей резиновой
прокладкой, укладываемой по контуру проема каркаса форточки.
Из проема каркаса фонаря при открывании форточка выводится четырех-
рычажным шарнирным механизмом, установленным на каркасе форточки.
Для открывания форточки ручку на задней кромке форточки поворачивают
на себя, выводят форточку из проема каркаса фонаря и сдвигают назад по
направляющим рельсам. При закрывании шарнирный механизм вводит форточку
в проем каркаса фонаря и прижимает се к резиновому профилю герметизации.
Форточка будет находиться в положении «Заперто» при совпадении отметок,
6 1564 161
нанесенных краской, на нижнем заднем рычаге шарнирного механизма и нижнем
направляющем рельсе.
Пол кабины экипажа включает в себя каркас и настил. Каркас пола об-
разован поперечными балками шпангоутов и шестью продольными профилями —
рельсами швеллерного сечения, на которые устанавливаются кресла членов эки-
пажа.
Нижние пояса каждой пары рельсов связаны съемными листовыми пане-
лями, подкрепленными П_ -образными прессованными профилями. В месте уста-
новки колонки штурвала и педалей съемные листовые панели образуют защит-
ные кожухи и подпедальные площадки.
Настил пола состоит из отдельных панелей, которые крепятся к каркасу по-
ла поворотными замками и. могут быть легко сняты или болтами с анкерными
гайками. Конструкция панелей слоистая. Панели склеены из двух листов тонкой
фанеры и контурных сосновых реек с положенным между ними заполнителем
из пенопласта. Часть панелей изготовлена из одного листа фанеры.
Пассажирские салоны
Пассажирские салоны представляют собой два отдельных отсе-
ка фюзеляжа, в которые входят также бытовые помещения (буфет-
кухня, туалеты и гардеробы).
Окна пассажирских салонов. Между шп. № 15—72 размещены 90 окон
эллиптической формы, по 45 окон на каждом борту (рис. 5.7). Вырезы под окна
и окантовки вырезов выполнены в монолитных фрезерованных панелях и тем
самым обеспечивается равномерное распределение напряжений по всей ширине
обшивочного листа.
Остекление окна состоит из двух ориентированных органических стекол.
Стекла эллиптической формы, изогнуты по внешнему контуру фюзеляжа. Внут-
реннее стекло является основным работающим стеклом, так как пространство
Рис. 5.7. Окно пассажирских салонов:
/—прижим; 2—декоративная окантовка; 3—внутреннее стекло; 4—декоративное кольцо; 5—
наружное стекло; 6—резиновый профиль герметизации
' 162
1
Рис. 5.8. Окно служебных помещений:
/—осушительный патрон; 2— наружное стекло; 3—внутреннее стекло; 4—резиновая оканто-
вывающая рамка; 5—прижим; 6—окантовка
между стеклами через осушительную систему сообщается с наружной атмосфе-
рой, поэтому внутреннее стекло воспринимает всю нагрузку от избыточного дав-
ления в пассажирских салонах при полете самолета. Наружное стекло в обыч-
ных условиях не нагружено, оно начинает работать только в случае разруше-
ния внутреннего стекла, выдерживая полное избыточное давление.
Наружное и внутреннее стекла к конструкции фюзеляжа крепятся раз-
дельно. .
Наружное стекло установлено изнутри фюзеляжа заподлицо с наружным
контуром обшивки на герметизирующей прокладке из мягкой резины, уложенной
по контуру .выреза под окно, и прижато к кромке выреза шестью болтами с
прижимными шайбами. Кронштейны крепления наружного стекла закрыты де-
коративной межстекольной окантовкой из цветного органического стекла. Наруж-
ная часть этой окантовки в месте контакта с наружным стеклом окаймлена фа-
сонным резиновым профилем, внутренняя — укладывается на герметизирующую
прокладку, проложенную по контуру чашки.
Внутреннее стекло также установлено на герметизирующую прокладку и за-
креплено на чашке совместно с декоративной межстекольной окантовкой шестью
прижимами из прессованного профиля. В месте контакта со стеклом на при-
жимы наклеены резиновые прокладки.
Конструкция окон аварийных выходов и двери запасного выхода анало-
гична конструкции окна пассажирского салона.
Окна служебных помещений (рис. 5.8) круглой формы и расположены в
следующих местах: три окна диаметром 120 мм в свету — на потолке отсека
буфета (два — па обоих бортах фюзеляжа между шп. № 35—(36 и одно — по
правом борту между шп. № 39—40); два окна диаметром '230 мм в свету для
осмотра в полете оперения — на обоих бортах между шп. № 76—77; два окна
диаметром 150 мм в свету для осмотра в полете двигателей — на обоих бор-
тах между шп. № 83—84. Вырезы в обшивке под окна подкреплены внутрен-
ними окантовками-чашками, на которые устанавливается и к которым крепится
остекление этих окон. Остекление выполнено в виде стеклоблока, состоящего из
двух органических стекол — наружного и внутреннего с зазором между ними в
резиновой рамки, окантовывающей блок. Стекла круглой формы изогнуты по
внешнему контуру фюзеляжа. Наружное стекло является основным работающим
6* 163
стеклом, так как пространство между стеклами сообщается через осушитель-
ную систему с пассажирским салоном. Поэтому внутреннее стекло в обычных ус-
ловиях не нагружено, оно начинает работать только при разрушении наружного
стекла, выдерживая полное избыточное давление.
Стеклоблок установлен изнутри фюзеляжа заподлицо с наружным контуром
и прижат к кромке выреза четырьмя прижимами. Герметизация стеклоблока
обеспечивается резиновой рамкой.
Пол пассажирских салонов включает в себя каркас и настил. Каркас пола
пассажирских салонов образован поперечными балками шпангоутов и шестью
продольными профилями-рельсами, на которые устанавливаются пассажирские
кресла.
Настил пола пассажирских салонов состоит из большого количества отдель-
ных несъемных и съемных панелей, различных по размерам и прочности. Не-
съемные панели прикреплены к каркасу пола болтами, съемные панели — по-
воротными замками. В местах контакта панелей с каркасом пола к панелям
приклеены резиновые ленты.
Панели пола склеены из двух листов тонкой фанеры и контурных сосновых
реек с проложенным между ними заполнителем из пенопласта. Панели цент-
рального прохода и у входных дверей усилены установкой более толстых листов
фанеры и армированного заполнителя.
Багажно-грузовые помещения
На самолете четыре багажно-грузовых помещения. Три из
них — № 1, 2 и 3 — размещены в герметичной части фюзеляжа и
используются для перевозки .багажа пассажиров, почты и грузов.
Помещение № 4 находится в негерметичной части фюзеляжа. Оно
загружается, как правило, бортовым оборудованием для обслужи-
вания самолета (чехлами, заглушками и прочим).
Загрузочные люки багажно-грузовых помещений расположены
по правому борту фюзеляжа.
Отсеки фюзеляжа
В фюзеляже расположены отсеки передней и основных опор
шасси, балластного бака, хвостовой опоры и ВСУ.
Отсек передней опоры самолета (рис. 5.9) расположен под кабиной эки-
пажа между ши. № 4 и 13. В полете в отсек убирается передняя опора само-
лета. Отсек негерметичный. Снизу отсек закрывается двумя парами створок,
шарнирно прикрепленных к каркасу фюзеляжа. Отсек образован двумя боко-
выми клепаными балками/ установленными параллельно оси симметрии само-
лета. Верхней замыкающей силовой панелью отсека служит герметичное днище
кабины экипажа.
Между шп. № 6—7 и № 1,1—1.2 в стенке боковых балок имеются техноло-
гические люки с крышками на болтах для подхода к элементам конструкции фю-
зеляжа, расположенным за балками.
На двух вертикальных балках шп. № 111 установлены узлы крепления тра-
версы передней опоры. На герметичном днище установлены кронштейн для
крепления замка убранного положения и подъемника опоры между шп. № 8 и 9
и два кронштейна для крепления направляющей штанги заднего подкоса между
шп. №11 и 1'2 по обе стороны от оси симметрии самолета.
Кронштейн крепления замка выпущенного положения опоры установлен
между стенками продольной двухстеночной балки, которая расположена между
шп. № 11 и 13 на герметичном днище со стороны кабины экипажа и служит для
передачи нагрузки с узла крепления замка выпущенного положения опоры на
каркас фюзеляжа.
164
о
ЩпНЧ
Шп.№11
опоры шасси:
Рис. 5.9. Отсек передней
1—кронштейн крепления замка створок; 2—гермоднище;
3—кронштейн крепления замка убранного положения
опоры и цилиндра подъема опоры; 4— боковые балки
отсека передней опоры; 5—кронштейны крепления нап-
равляющей штанги опоры; 6—передняя опора шасси; 7—
кронштейн крепления замка выпущенного положения
опоры; 8—продольная двухстеночная балка между шп.
№ 11—13; 9—кронштейн крепления цилиндра створки
отсека передней опоры; 10—кронштейн- крепления под-
шипников цапф траверсы передней опоры
Отсек основных опор самолета (см. рис. 5.3) расположен в средней части:
фюзеляжа между шп. № 56—63. Мощная .центральная балка разделяет отсек на.
лев^ю и правую ниши, в которые убираются тележки основных опор. Отсек не-
герметичный. Снизу ниши отсека закрываются двумя створками, шарнирно при-
крепленными к центральной балке отсека. Передней границей отсека шасси слу-
жит задний лонжерон центроплана, задней границей — стенка шп. № 63.
Нагрузки от изгибающего момента на участке выреза в фюзеляже под
отсек основных опор воспринимают и передают на центроплан три продольные
балки; одна мощная центральная’, проходящая по оси симметрии самолета, и
две боковые, установленные на левом и правом бортах фюзеляжа параллельно-
осн симметрии самолета, а нагрузки от крутящего момента — верхняя герме-
тичная зашивка отсека.
Центральная балка отсека шасси — клепаная, к балке прикреплены узлы
навески створок и цилиндры управления створками отсеков шасси.
Бортовые балки установлены на левом и правом бортах фюзеляжа между
шп. № 56—63 параллельно оси симметрии самолета. В стенке верхней части
балки имеются вырезы для прохода узлов нижней части ободов шп. № 60 и 61г
к которым прикреплено шарнирное звено, связанное с подкосом основной опо-
ры шасси.. Верхними проушинами звено прикреплено к боковым ободам шп. №60
и 61, а нижней частью соединено с подкосом основной опоры шасси и с бал-
ками, входящими в конструкцию центроплана. К уху шп. № 60 прикреплен
кронштейн замка убранного положения основной опоры шасси.
В нишах отсека установлены балки крепления замков створок. В передней,
части отсека эти балки крепятся к стенке нервюры № 4 центроплана, а в задней
части отсека — к бортовой балке.
Отсек хвостовой опоры (см. рис. 5.4) расположен между шп. № 85—87.
В отсек убирается вспомогательная опора с двумя колесами. Отсек негерметич-
ный. Снизу отсек закрывается крышкой, прикрепленной к стойке опоры.
Для крепления хвостовой опоры в конструкцию хвостовой части фюзеляжа
между шп. № 87—9/Э параллельно оси симметрии самолета встроены две клепа-
ные вертикальные балки переменной высоты. Хвостовая опора крепится к бал-
кам в четырех точках. В стенке левой балки над нижним узлом крепления опо-
ры имеется люк с крышкой на болтах для доступа к валу привода хвостовой
опоры.
Верхняя часть хвостовой опоры проходит через вырез в обшивке фюзеляжа-
в нодкилевое пространство. Вырез сделан в крышке силового люка, через ко-
торый обеспечивается доступ к элементам конструкции самолета, находящимся-
в подкилсвом пространстве.
Отсек контейнера балластного бака. Балластный бак с водой служит для
обеспечения допустимого диапазона центровки самолета при полете без ком-
мерческой нагрузки (перегоночный вариант).
Балластный бак размещен в контейнере багажно-грузового помещения № 1
между шп. № 13—17. Элементы конструкции контейнера воспринимают и пере-
дают на обшивку фюзеляжа инерционные нагрузки от воды в балластном баке..
В центре стенки шп. № 17 имеется люк-лаз, через который производят мон-
таж обечайки бака, и люк для доступа к насосам сливного бака, расположен-
ным по правому борту фюзеляжа.
Днище контейнера балластного бака сделано ступенчатым. Ступень между
шп. № 13—15 связана с герметичной панелью над отсеком радионавигационного
оборудования. Для осмотра подпольного пространства в стенке днища имеется
ряд технологических люков с крышками на болтах.
Отсек вспомогательной силовой установки расположен в хвостовом коке
фюзеляжа и ограничен стенками шп. № 95 и 99. В отсеке размещена турбогене-
раторная установка для запуска двигателей. Отсек негерметичный. Для прохода
из фюзеляжа в отсек в стенке шп. № 95 имеется двустворчатая дверь, а для
подхода снаружи к турбогенераторной установке в нижней обшивке фюзеляжа
сделан двустворчатый люк. На потолке отсека установлены три балки с узлами
крепления турбогенераторной установки.
Стенки отсека и шп. № 95 и 99 изготовлены из листов титанового сплава и
образуют противопожарную обшивку отсека.
166
Рис. 5.10. Схема люков и дверей фюзеляжа:
1—запасный выход; 2—люк багажно-грузового помещения № 1; 3—люк подпольной части
буфета; 4—дверь буфетного помещения; 5—аварийные выходы; 6—люк багажно-грузового
помещения № 2; 7—люк багажно-грузового помещения № 3; 5—люк вспомогательной си-
ловой установки; 9—люк багажно-грузового помещения № 4; 10—задняя входная дверь;
11—передняя входная дверь
Двери и люки
Фюзеляж имеет следующие двери и люки (рис. 5.10):
две двери по левому борту, предназначенные для входа и вы-
хода пассажиров и экипажа;
две двери по правому борту: передняя служит запасным вы-
ходом, задняя (в средней части фюзеляжа) — для обслуживания
буфета-кухни;
четыре аварийных выхода — по два выхода на борту около
центроплана;
четыре люка по правому борту для обслуживания багажно-
грузовых помещений № 1, 2, 3 и 4;
один люк по правому борту в средней части фюзеляжа для об-
служивания подпольной части буфета-кухни;
ряд люков на нижней поверхности фюзеляжа для обслужива-
ния различных систем самолета.
Все наружные двери и крышки люков герметичной части фю-
зеляжа открываются внутрь фюзеляжа, вследствие чего избыточ-
ное давление в кабине прижимает их к фюзеляжу, улучшая тем са-
мым герметичность. Двери и люки герметизированы для предот-
вращения потери избыточного давления.
Герметизация выполнена в виде замкнутого резинового профи-
ля трубчатого сечения. Профиль наполняется воздухом из каби-
167
Рис. 5.11. Входная дверь:
/—нижняя зашивка; 2—опорный профиль; 3—промежуточная качалка; 4—запирающий ку-
лачок; 5—верхний вал механизма замков; 6—окно; 7—ведущая качалка механизма ввода
и вывода двери; 8—верхний вал; 9—механизм ввода и вывода двери; 10—направляющие
ролики; //—резиновый упор; 12—направляющий рельс; 13—блок шарикоподшипников; 14—
хвостовик; 15—каретка; 16—механизм сдвигания двери; 17—нижний рычаг; 18— нижний вал;
19—внутренняя ручка и механизм замка двери
ны через боковые отверстия резиновой трубки, когда в салоне соз-
дается избыточное давление.
Герметизация люка багажно-грузового помещения № 4 негер-
метичной части фюзеляжа предназначена для предотвращения по-
падания в багажно-грузовое помещение атмосферных осадков и
выполнена в виде замкнутого резинового профиля аналогичного
профилям герметичной части фюзеляжа, но без боковых отверстий.
1С
Входные двери (рис. 5.11) расположен?1 на левом борту фюзеляжа между
шп. № 13—15 и 39--41.
Замок двери имеет две ручки — наружную и внутреннюю. Наружная ручка
установлена в нише заподлицо с обшивкой двери и имеет замок с ключом; внут-
ренняя ручка смонтирована на одной оси с наружной. Дверь открывается внутрь
кабины поворотом одной из ручек. В закрытом положении дверь прижимается
внутренним давлением к окантовке проема. Открываясь, дверь отходит внутрь
кабины и затем сдвигается по рельсам вперед, в нишу между бортом фюзе-
ляжа и ограждением.
Дверь — клепаной конструкции. По вертикальным сторонам двери установ-
лены опорные профили, которые предназначены для передачи нагрузки от внут-
реннего избыточного давления в салонах с двери на окантовку проема. Этт
профили предохраняют также элементы герметизации от чрезмерного деформи-
рования. Поперечные балки двери принимают внутреннее избыточное давление,
передающееся на них через обшивку. Внутренние пояса балок посредине сое-
динены между собой лентой, служащей для увеличения устойчивости балок при
изгибе. С внутренней .стороны двери прикреплена декоративная облицовка.
В верхней части двери имеется смотровое окно с осушительным патро-
ном.
Механизм закрывания двери предназначен для навески двери,
ввода ее в проем и вывода из него, открывания и закрывания замков и сдвига-
ния двери в сторону от проема.
При открывании и закрывании двери внутренней ручкой наружная ручка
•остается неподвижной в утопленном положении. При пользовании наружной руч-
кой последнюю вытягивают из чаши до упора, а затем поворачивают в соответ-
ствующую сторону. Внутренняя ручка при этом поворачивается вместе с на-
ружной.
Последовательность срабатывания механизма следующая. При открывании
двери поворотом ручки на четверть оборота открываются замки, дальнейшим по-
воротом ручки до упора дверь выводится из проема внутрь фюзеляжа. При
закрывании двери при повороте ручки на четверть оборота дверь вводится в
проем, при дальнейшем повороте ручки до упора закрываются замки двери.
В конструкцию механизма закрывания двери входят: механизм привода;
механизм замков; механизм навески, ввода в проем и вывода из проема; меха-
низм сдвигания двери.
Механизм привода — кулачкового типа, заключен в корпус и уста-
новлен в средней части двери. Он предназначен для закрывания и открывания
замков двери, для ввода двери в проем и вывода ее из проема.
Механизм состоит из наружной и внутренней ручек, качалки управления
замками, качалки ввода в проем и вывода двери из проема, кулачка с двумя
фигурными пазами и других деталей.
На одной оси с внутренней и наружной ручками закреплен кулачок с двумя
фигурными пазами. В один паз входит игольчатый подшипник, установленный на
качалке управления замками, во второй — игольчатый подшипник на качалке
вывода и ввода двери в проем. При повороте кулачка подшипники перемеща-
ются по фигурным пазам кулачка и поворачивают качалки на углы, необходи-
мые для закрывания и открывания замков и для вывода и ввода двери в про-
ем. Качалка управления замками фиксируется в крайних положениях с по-
мощью демпфирующей пружины, помещенной внутрь двух совмещенных ци-
линдров.
Механизм замков — кулачкового типа, смонтирован на каркасе двери
и приводится в действие от механизма привода.
В конструкцию механизма замков входят: четыре запирающих кулачка, че-
тыре опорных ролика, тяги, промежуточные качалки и два поперечных вала с
качалками.
Запирающие кулачки установлены на раме двери: два кулачка на левой сто-
роне рамы и два на правой. Опорные ролики кулачков закреплены на окантов-
ке проема. Запирающие кулачки имеют профилированное ребро для сцепления
с опорными роликами.
При закрывании замков движение от механизма привода через качалку уп-
равления замками передается на тяги механизма замков. Тяги, перемещаясь,
169
вращают поперечные валы, на концах которых закреплены запирающие кулачки.
Запирающие кулачки, вращаясь, входят в «сцепление с опорными роликами и за-
пирают дверь в проеме. Ось запирающего кулачка на конце имеет шлицы для
соединения с поперечным валом и регулирования положения кулачка относи-
тельно опорного ролика.
Механизм навески двери, ввода се в проем и вывода
из проема представляет собой двухрычажпую систему, шарнирно закреп-
ленную на двери и на подвижной каретке.
Для навески двери на ее каркасе установлены два кронштейна, внутри ко-
торых расположены верхний и нижний валы. На одном конце верхнего вала
внутри двери закреплена ведущая качалка, соединенная тягой с механизмом
привода замков, -второй конец прикреплен к качалке, установленной на под-
вижной каретке и имеющей в нижней части упорный болт, ограничивающий по-
ворот качалки при открывании двери. Верхний и нижний валы кинематически
соединены между собой синхронизирующей тягой, установленной внутри под-
вижной каретки. Дверь, каретка, качалка и нижний рычаг образуют шарнирный
чстырехзвешшк, с помощью которого дверь вводится в проем фюзеляжа при за-
крывании замков и выводится из проема при открывании замков.
Механизм сдвигания двери представляет собой подвижную
каретку, которая перемещается вдоль фюзеляжа на подшипниках по двум на-
правляющим рельсам, прикрепленным к каркасу фюзеляжа.
К подвижной каретке вверху прикреплена качалка, внизу — рычаг навески
двери и вывода ее из проема. Для облегчения открывания двери при выводе ее
из проема и чтобы наружная обшивка двери не касалась направляющих рельсов
при сдвигании ее в сторону, на конце верхнего рельса у двери установлены два
направляющих ролика. Резиновые упоры внутри рельсов ограничивают пере-
мещение каретки вдоль фюзеляжа.
Аварийные и запасные выходы. Для покидания самолета в аварийных слу-
чаях на самолете кроме основных выходов имеются: дверь запасного выхода*
четыре двери аварийных выходов (для выхода на крыло), буфетная дверь и
люк в полу заднего гардероба (для выхода пассажиров через люк багажно-гру-
зового помещения № 3).
Экипаж может покинуть кабину через форточки в фонаре.
Все указанные двери и люк снабжены быстрооткрывающимися замками, ко-
торые открываются изнутри и снаружи самолета.
Дверь запасного выхода расположена на правом борту фюзеля-
жа между шп. № 15а—16а, петель не имеет. В проеме фюзеляжа дверь запи-
рается четырьмя штырями: двухштыревым замком вверху и двумя неподвижны-
ми штырями внизу. Двухштыревой замок имеет две ручки: наружную и внут-
реннюю. Наружная ручка расположена в нише заподлицо с обшивкой.
Дверь запасного выхода при открывании вынимается из проема внутрь фю-
зеляжа.
Дверь — клепаной конструкции. По боковым сторонам штампованной из
листа рамы установлены опорные профили, которые предназначены для пере-
дачи нагрузки от внутреннего избыточного давления в кабине с двери на окан-
товку проема. Эти профили предохраняют также элементы герметизации от чрез-
мерного деформирования.
Дверь имеет окно с осушительным патроном и механизм открывания.
С внутренней стороны к двери прикреплена декоративная облицовка с руч-
кой в нижней части для открывания двери изнутри фюзеляжа, а в верхней —
имеется крышка, закрывающая ручку механизма открывания двери.
В конструкцию механизма открывания двери запасного выхода входят на-
ру-кная и внутренняя ручки, закрепленные на одной оси, двуплечая качалка, тяги
и два запирающих штыря. Дверь запирается введением штырей в опорные гнез-
да на окантовке проема. Штыри движутся в направляющих, установленных на
раме двери. В закрытом положении штыри удерживаются пружиной, которая
прикреплена к качалке замка. При открывании двери внутренней ручкой наруж-
ная остается неподвижной в утопленном положении: при открывании двери
наружной ручкой внутренняя поворачивается вместе с наружной. При повороте
ручки штыри замка выходят из опорных гнезд и втягиваются внутрь направ-
ляющих. При втянутых штырях дверь может свободно поворачиваться внутри
170
Рис. 5.12. Дверь аварийного выхода:
Л— дверь; 2—окно; 3, 4, /5—штырь; 5—тяга; 6—внутренняя ручка; 7—качалка; 8—валик; 9—
втулка; 10— резиновое кольцо; //—пружина; /2—наружная ручка; 13— педаль; 14— резино-
вый профиль герметизации; 16—контровочная шайба; /7—втулка
171
Рис. 5.13. Люки багажно-грузовых помещений № 1 и 2:
/—ролики; 2—фиксатор открытого положения крышки; 3—каретка; 4—передача через кар-
даны и редукторы на валы механизма запирания и фиксации крышки; 5—панель; 6—-тяга;.
7—механизм ручки с замком; 8—эксцентриковый запор
фюзеляжа вокруг нижних неподвижных штырей. В начальное положение внут-
ренняя ручка возвращается возвратной пружиной.
Наружная ручка заперта в углублении корпуса замка педалью. При нажа-
тии снаружи на педаль наружная ручка под действием пружины выходит из;
корпуса замка и устанавливается под углом к наружной поверхности. Поворо-
том ручки открывается замок и дверь выталкивают внутрь фюзеляжа.
Дверь аварийного выхода (рис. 5.12). Четыре аварийных выхода
расположены на обоих бортах фюзеляжа (по два выхода на каждом борту меж-
ду шп. № 48—49 и 5!2—63 над центропланом).
Двери аварийных выходов по конструкции и принципу действия анало-
гичны двери запасного выхода, но имеют меньшие размеры и в нижней части
один опорный штырь.
К гнезду в окантовке выреза под нижний опорный штырь, подведена влаго-
отводная трубка.
172
Люки багажно-грузовых помещений расположены по правому борту фюзе-
ляжа. Крышки люков багажно-грузовых помещений № 1, 2 и 4 открываются
только снаружи самолета, крышка люка № 3 — снаружи и изнутри.
Люки багажно-грузовых помещений № 1 и 2 (рис. 5.13)
расположены между шп. № 24—27 и 70—72 соответственно, отличаются только
габаритными размерами, а конструктивно выполнены одинаково.
Крышки люков работают по принципу заглушки, т. е. прижимаются избы-
точным давлением изнутри фюзеляжа к окантовке люка. Крышка клепаной кон-
струкции. По вертикальным сторонам рамы крышки приклепаны опорные про-
фили, предназначенные для передачи нагрузки от внутреннего избыточного дав-
ления с крышки на окантовку проема и тем самым предохраняющие элементы
герметизации от чрезмерной деформации.
При помощи шарнирного чстырехзвенника крышка крепится к каретке, ко-
торая перемещается на роликах по двум рельсам, установленным внутри фюзе-
ляжа, и имеет возможность поперечного перемещения внутрь фюзеляжа для
выхода из проема. Поперечное перемещение крышки облегчается уравновеши-
ванием веса крышки пружинными компенсаторами.
Механизм запирания крышки люка состоит из механизма ручки с замком,
передаточного устройства, эксцентриковых запоров, механизма фиксации крышки
в открытом положении, крышечки, закрывающей замочную скважину и одновре-
менно удерживающей ручку в утопленном положении.
Наружная ручка установлена на одном валу с качалкой. От качалки через
систему передач движение передается на валы, па концах которых расположены
запорные кулачки эксцентрикового типа.
Механизм фиксации крышки в открытом положении состоит из двуплечей
качалки, соединительных тяг, запирающих стержней, ловителей и ножей.
Люки багажно-грузовых помещений № 4 и 2 открываются наружной руч-
кой. Ручку крышки люка отстопоривают, поворачивая крышечку на 90°, затем
отпирают ключом замок ручки и отклоняют ее на себя на 90°. При повороте
ручки через передаточный механизм приводятся в действие эксцентриковые за-
поры крышек, которые выходят из зацепления с упорными роликами, после чего
крышку люка можно втолкнуть внутрь фюзеляжа до упора.
При отклонении крышки люка внутрь фюзеляжа .ножи, расположенные на
тягах подвесок крышки, входят в установленные на крышке ловители. Для
сдвигания крышки люка ручку замка возвращают в исходное положение (утап-
ливают в нишу), чем осуществляется фиксация крышки люка в откинутом внутрь
фюзеляжа положении. Затем ручку обязательно фиксируют крышечкой. В прэ-
тивном случае при задвинутой крышке ручка может открыться и крышку не-
возможно будет выдвинуть. Зафиксировав ручку крышечкой, крышку люка сдви-
гают вдоль борта вперед по полету в огсек.
Для закрывания люка крышку выдвигают из отсека в проем фюзеляжа, по-
ворачивают крышечку на 910° и тянут ручку на себя до 99°, освобождая крыш-
ку от фиксаторов откинутого положения. После этого тянут крышку люка за
ручку на себя так, чтобы резиновый профиль герметизации лег на привальные
поверхности окантовки люка, и, придерживая крышку за ручку, отклоняют руч-
ку от себя и утапливают ее в нишу. При повороте ручки приводятся в дейст-
вие эксцентриковые запоры, которые входят в сцепление с упорными роликами
на окантовке люка, и крышка люка запирается в проеме фюзеляжа. Заперев
замок ручки ключом, замочную скважину закрывают крышечкой.
Люк багажно-грузового помещения №3 (рис. 5.14) распо-
ложен на правом борту фюзеляжа между шп. № 80—82. Крышка люка анало-
гична по конструкции крышкам люков багажно-грузовых помещений № 1 и 2,
но отличается от них размерами и системой подвески. Крышка работает по прин-
ципу заглушки, открывается вручную снаружи и изнутри фюзеляжа при по-
мощи наружной и внутренней ручек. При повороте ручки эксцентриковые запоры
освобождают упорные ролики, и крышка может быть откинута внутрь фюзе-
ляжа и сдвинута вверх в специальную нишу.
В средней части крышки установлен механизм ручки. По вертикальным сто-
ронам рамы приклепаны опорные профили. Для навески крышки в верхней и
средней ее частях установлено по два кронштейна с роликами. В нижней части
крышки смонтирована пружинящая опора с ручкой.
173
Рис. 5.14. Люк багажно-грузового помещения № 3:
/—внутренняя ручка; 2—кронштейны с роликами; 3—рельсы; 4—кожух; 5—ручка; 6—трос
в боуденовской оболочке; 7—подпружиненная опора; 8—упор; 9—ползун; 10- пружина; 11—
крючок с пружиной; /2—соединительная тяга; 13—кронштейн; 14—хомут с валиком; 15—
крышка люка
Механизм запирания крышки люка состоит из механизма ручки с замком,
передаточного привода и эксцентриковых запоров.
Механизм ручки с замком полностью аналогичен механизму ручек люков
№ 1 и 2. Отличие состоит только в наличии внутренней ручки. Находясь в вер-
тикальном положении, т. е. составляя прямую линию с рычагом, внутренняя
ручка через тягу нажимает на стержень, который входит в конусное отверстие
в качалке и жестко соединяет внутреннюю ручку с валом. При таком положе-
нии внутренней ручки люк можно открывать наружной ручкой.
При повороте внутренней ручки относительно рычага вниз штырь выходит
из конусного отверстия и рассоединяет вал и качалку. В этом случае люк мож-
но открыть только с помощью внутренней ручки. При открывании люка внут-
ренней ручкой наружная остается неподвижной.
Крышка люка багажно-грузового помещения № 3 при открывании сдвига-
ется вверх. Для этого на ней установлены четыре кронштейна с роликами. Ро-
лики перемещаются по рельсам, установленным на фюзеляже. Каждый ролик
174
движется по своему рельсу, чем обеспечивается необходимая траектория дви-
жения крышки. В гнездо, расположенное в оси ролика, вставлены шарики для
предотвращения боковых перемещений и заклинивания крышки в рельсах.
Крышка балансируется для облегчения сдвигания ее вверх.
Крышка люка фиксируется в открытом положении. Механизм фиксации со-
стоит из крюка с пружиной, троса в боуденовской оболочке и хомута с вали-
ком. Крюк установлен на ползуне системы балансировки люка. Трос сверху сое-
динен с крюком, снизу — с ручкой пружинящей опоры.
При сдвигании крышки вверх ползун под действием пружины стремится
подняться вверх и тянет за собой через тягу крышку, облегчая ее открывание.
При полном сдвигании крышки вверх крюк па ползуне защелкивается на вали-
ке, стопоря крышку в полностью открытом положении.
Для открывания люка снаружи отстопоривают ручку, поворачивая крышеч-
ку на 90°, отпирают замок крышки, после чего верхнюю кромку крышки втал-
кивают внутрь фюзеляжа до упора. Затем, держась за открытую ручку, сдвига-
ют крышку вверх па половину проема, наружную ручку замка возвращают в
исходное положение (утапливают в нишу) и фиксируют крышечкой. После этого,
держась за ручку пружинящей опоры, сдвигают крышку люка вверх до защел-
кивания крюка фиксатора открытого положения.
Для закрывания люка снаружи крышку немного приподнимают левой рукой,
правей поворачивают ручку пружинящей опоры на себя и, удерживая ее в этом
положении, опускают крышку до половины проема. Крышка сбалансирована
пружиной только на половине хода, поэтому при движении крышки от верхнего
положения до середины проема ее придерживают рукой. На середине проема
отстопоривают наружную ручку (крышечку поворачивают па 90°), поворачивают
ее на себя на 90° и опускают крышку до упора. После этого крышку тянут
за ручку на себя так, чтобы резиновый профиль герметизации лег на приваль-
ные поверхности окантовки люка. Затем, придерживая крышку за ручку, возвра-
щают ручку в исходное положение (утапливают в нишу), запирают замок руч-
ки ключом и закрывают замочную скважину.
Для открывания люка изнутри фюзеляжа тянут верхнюю подвижную часть
ручки на себя до выпрямления всей ручки, сдвигают ручку вперед по полету,
тянут за скобу крышку люка на себя и сдвигают вверх.
Люк грузового помещения № 4 (рис. 5.15) расположен на
правом борту фюзеляжа между шп. № 93—95. К фюзеляжу крышка люка кре-
пится на петлях, расположенных сверху, открывается наружу вверх и фикси-
руется в открытом положении подкосом. Закрывается крышка с помощью на-
ружной ручки, установленной в нише, заподлицо с обшивкой, и имеющей шли-
цевое соединение с качалкой, соединенной с двухштыревым замком.
Для открывания люка отстопоривают ручку, поворачивая крышечку на 90°,
а затем, придерживая ручку, отпирают ключом замок ручки. После выскакивания
ручки из ниши ручку поворачивают на 90" по стрелке. При повороте ручки
отпирается замок крышки, после этого крышку люка можно потянуть на себя
и вверх до защелкивания ее фиксатором.
Механизм фиксации крышки люка в открытом положении состоит из под-
коса, кронштейна, фиксатора и кронштейна с роликом. При открывании крышки
ролик, закрепленный на окантовке люка, скользит внутри штанги и при полном
открытии защелкивается фиксатором. Когда крышка поднята, поворачивать руч-
ку в положение «Закрыто» и утапливать в нишу не рекомендуется, чтобы при
закрывании люка не повредить окантовку.
Для закрывания люка отстопоривают фиксатор. Для этого крышку немного
приподнимают, поворачивают рычажок фиксатора от себя и опускают крышку.
Затем крышку плотно прижимают к окантовке люка, поворачивают ручку в по-
ложение «Закрыто», утапливают в нишу, запирают замок ручки ключом и за-
крывают замочную скважину крышечкой.
Служебная дверь и люки расположены на наружной поверхности фюзеляжа
и предназначены для прохода в служебные помещения и отсеки, а также для
подхода к агрегатам самолетных систем и оборудованию.
К ним относятся:
буфетная дверь и люк для обслуживания соответственно буфета-кухни и ее
подпольной части;
175
нп
Рис. 5.15. Люк багажно-грузового помещения № 4:
/—скользящий ролик и фиксатор; 2— подкос; 3—концевой выключатель; /—упорное гнездо,
5—штырь механизма запирания; 6—тяга; 7—качалка; 8—наружная ручка с замком; 9—
крышечка
люк для обслуживания вспомогательной силовой установки (ВСУ);
люки для обслуживания самолетных систем.
Буфетная дверь расположена по правому борту фюзеляжа между
ши. № 38а—40. По конструкции и принципу действия буфетная дверь аналогич-
на входным дверям.
Механизм привода буфетной двери аналогичен механизму привода входных
дверей.
Буфетный л ю к расположен на правом борту фюзеляжа между шп.
№ 35—>36.
Крышка буфетного люка работает по принципу заглушки, к фюзеляжу под-
вешена верхней частью на петлях, в проеме фюзеляжа запирается двухштыре-
вым замком, открывается вручную при помощи наружной ручки. При открыва-
нии крышка поворачивается внутрь фюзеляжа вверх. Пружинные компенсаторы
балансируют крышку и фиксируют ее в открытом положении. По краям люка
установлены резиновые упоры, которые предохраняют окантовку люка от ударов
крышкой при ее открывании.
Крышка люка — клепаной конструкции.
176
В нижней части крышки установлен механизм залипания, который анало-
гичен механизму запирания крышки люка багажно-грузового помещения № 4.
Для открывания крышки люка отстопоривают ручку, поворачивая крышеч-
ку на 90°, а затем, придерживая ручку, отпирают ключом замок ручки. После
выскакивания ручки из ниши ручку поворачивают на открывание в направлении,
указанном стрелкой на крышке люка.
При повороте ручки отпирается замок крышки. После этого, придерживая
крышку за ручку, ее можно откачнуть внутрь фюзеляжа вверх.
Когда крышка открыта, ручку поворачивают в исходное положение, утап-
ливают в нишу и фиксируют крышечкой.
Для закрывания люка отстопоривают ручку, поворачивая крышечку на 90°
После выскакивания ручки ее поворачвают в положение «Открыто», затем крыш
ку тянут за ручку на -себя так, чтобы резиновый профиль герметизации лег на
привальные -поверхности окантовки люка. Придерживая крышку за ручку, пово-
рачивают ручку в положение «Закрыто», утапливают в нишу, запирают замок
ручки ключом и закрывают замочную скважину крышечкой.
Люк вспомогательной силовой установки предназначен
для подхода к турбогенератору и расположен в хвостовом кокс между шп.
?С> 95—'99.
Люк — двустворчатый, к фюзеляжу створки подвешены на петлях, в проеме
фюзеляжа запираются стяжнымн замками, -открываются наружу и в открытом
положении удерживаются поворачивающимися подкосами.
Люки для обслуживания самолетных систем расположены как в герметичной
зоне фюзеляжа, так и вне ее.
В герметичной зоне имеются шесть люков: три люка для подхода к фильт-
рам сливных баков, люк для заправки водой задних туалетов, люк для за-
правки среднего туалета совместно с буфетом и люк для заправки балластного
бака и переднего туалета.
Все крышки герметичных люков имеют одинаковую конструкцию и выпол-
нены по принципу заглушек. Крышки открываются только снаружи самолета
и поворачиваются внутрь фюзеляжа. Люк герметизируется резиновым профи-
лем трубчатого сечения.
В конструкцию механизма открывания крышки люка входят: наружная руч-
ка, две тяги и запирающие кулачки. Запирание люка происходит при прижа-
тии кулачков к упорам, установленным на окантовке люка.
При нажатии на часть ручки, окрашенную в красный цвет, и последую-
щем повороте ручки кулачки поворачиваются -и выходят из соприкосновения
с упорами, не препятствуя выходу крышки внутрь фюзеляжа. После этого крыш-
ку разворачивают до диагонали и вынимают из самолета. В закрытое положе-
ние ручка возвращается пружиной, закрепленной на ручке и корпусе замка.
Негерметичные люки имеют откидные крышки на петлях и крышки, крепя-
щиеся болтами. Люки с крышками на петлях имеют два стандартных замка —
задвижки и подкос с пружиной, -фиксирующий крышку в открытом положении.
При нажатии пальцем на клавиши замков задвижки замков выходят из за-
цепления с опорными профилями.
Внутренние двери расположены в постоянных перегородках фюзеляжа: в
перегородке, отделяющей кабину экипажа от пассажирского салона, в перего-
родке по шп. № 75, а также в перегородках радио- и гидроотсеков. Внутрен-
ние люки имеются в полу буфета и заднего гардероба. Все внутренние двери
.и люки смонтированы на петлях и снабжены замками.
Дверь кабины экипажа представляет собой трехслойную панель,
образованную фанерными листами и заполнителем, окантованную деревянными
рейками и декоративными профилями. Со стороны пассажирского салона дверь
защищена титановым листом. На фанерные листы наклеены поролон и декора-
тивная облицо-в-ка. На двери имеются «глазок» для обзора салона, замок и два
штыревых запора со стороны кабины экипажа.
Дверь на шпангоуте № 75 предназначена для защиты пассажиров
при аварийной разгерметизации технического отсека фюзеляжа (от шп. № 75
до шп. № 85).
177
Дверь — клепаной конструкции. Со стороны пассажирского салона на об-
шивку наклеены поролон и декоративная облицовка. В закрытом положении
дверь запирается замком.
Двери радио- и гидроотсеков. Радио- и гидроотсеки распо-
ложены в техническом отсеке фюзеляжа, за шп. № 75. Двери отсеков одина-
ковы по конструкции и отличаются только шириной, установкой петель и от-
верстиями для вентиляции. Каждая дверь представляет собой лист из алюминие-
вого сплава, подкрепленный листовой штампованной жесткостью. В закрытом по-
ложении дверь удерживается замком рычажного типа.
Люк в полу буфета предназначен для прохода из помещения бу-
фета в подпольное пространство. Крышка люка представляет собой армирован-
ную панель пола толщиной 20 мм. К прилегающей панели пола крышка кре-
пится па петлях. На нижней стороне крышки смонтированы кронштейн, соеди-
ненный с механизмом открывания люка, и упор для включения концевого вы-
ключателя, установленного на шп. № 41.
Механизм открывания люка предназначен для открывания и закрывания
люка и фиксации крышки в открытом и закрытом положениях. Механизм сос-
тоит из ручки, установленной на перегородке, троса в боуденовской оболочке и
пружинного цилиндра с шариковым замком. Люк открывается пружинным ци-
линдром, который запирается в крайних положениях шариковым замком. Для
открывания люка нажимают на ручку до упора. При этом отпирается шарико-
вый замок пружинного цилиндра, и крышка под действием пружины открывает-
ся на >гол 50—ГО2 от уровня пола. Затем полуоткрытую крышку отводят за по-
оучень к перегородке до запирания цилиндра шариковым замком. Для закрыва-
ния люка нажимают на ручку до упора. При этом отпирается шариковый замок
пружинного цилиндра, и крышка под действием пружины открывается на угол
50—-60° от уровня пола. Затем полуоткрытую крышку отводят за поручень к
перегородке до запирания цилиндра шариковым замком. Для закрывания люка
нажимают на ручку до упора. При этом отпирается шариковый замок пру-
жинного цилиндра, и крышка под действием собственной массы занимает поло-
жение на 53—63° от уровня пола (можно также крышку отвести от перегород-
ки рукой за поручень). Затем крышку прижимают ногой к полу до запирания
пружинного цилиндра шариковым замком.
Люк в полу заднего гардероба расположен между шп. № 80
и 82 и предназначен для покидания самолета через багажно-грузовое помеще-
ние № 3. Для удобства пользования люком имеется лестница, удерживаемая в
верхнем или нижнем положениях защелкой с пружинным механизмом.
Крышка люка представляет собой трехслойную панель, образованную фа-
нерными листами с заполнителем между ними и окантованную деревянными
рейками. Замок на крышке позволяет открывать крышку люка как сверху, так
и снизу из багажно-грузового помещения № 3.
РАЗЪЕМЫ ФЮЗЕЛЯЖА
Фюзеляж имеет два разъема: по шп. № 85 и 93.
По шп. № 85 герметичная часть фюзеляжа соединена с хвосто-
вой нсгерметичной частью. Обшивка по разъему соединена встык,
стрингеры — стыковыми фитингами.
По шп. № 93 к хвостовой части фюзеляжа прикреплен съемный
хвостовой кок. Стык — фланцевый.
СТЫКОВЫЕ СОЕДИНЕНИЯ ФЮЗЕЛЯЖА
К особо ответственным стыковым соединениям фюзеляжа отно-
сятся соединения фюзеляжа с центропланом крыла, гондолами
двигателей и вертикальным оперением.
Стыковое соединение фюзеляжа с центропланом произведено
по силовым шп. № 46, 51 и 56 соответственно с передним, средним
178
и задним лонжеронами центроплана (см. рис. 5.3, 6.2). Кроме то-
го, обшивка фюзеляжа соединена с обшивкой центроплана при по-
мощи верхнего и нижнего контурных стыковых профилей уголко-
вого сечения. Одной стороной уголки крепятся к фюзеляжу, дру-
гой — к центроплану. Шпангоуты соединены с лонжеронами цент-
роплана стыковыми законцовками, которые представляют собой
увеличенное сечение обода шпангоута. Стыковые законцовки за-
крепляются своей плоскостью на стенках лонжеронов болтами.
Усилия от крутящего момента и поперечных сил крыла с обшивки
и стенок лонжеронов центроплана передаются на фюзеляж через
узлы крепления шпангоутов к лонжеронам и через контурные
уголки.
Нижняя часть фюзеляжа, закрывающая вырез под центроплан
на участке от шп. № 42 до шп. № 56, состоит из левой и правой
панелей, крепящихся сверху к нижней обшивке центроплана при
помощи контурного угольника, а снизу — к крайним лонжеронам
центральной балки, идущей под центропланом из отсека основных
опор шасси. Панели — клепаной конструкции, они передают на-
грузки с носовой части фюзеляжа на центроплан.
Стыковое соединение гондол двигателей с фюзеляжем (см.
рис. 5.4, 5.1). Гондолы двигателей прикреплены симметрично с
двух сторон к силовым шп. № 78 и 82 хвостовой части фюзеляжа.
Гондолы соединены с фюзеляжем стыковыми узлами. Вилки поясов
передней и задней двухарочных балок силового кессона гондол
входят в проушины поясов поперечных балок шп. № 78 и 82 фюзе-
ляжа и соединяются каждая тремя конусными болтами из высоко-
прочной стали, а стенки балок — цилиндрическими болтами. И тем
самым все нагрузки от двигателей и гондол передаются через сты-
ковые узлы силовых шпангоутов на конструкцию фюзеляжа.
Стыковое соединение киля с фюзеляжем (см. рис. 5.4, 7.4) вос-
принимает и передает на фюзеляж все силы и моменты, возникаю-
щие от вертикального и горизонтального оперения.
Нормальные силы от изгиба киля воспринимаются девятью па-
рами стыковых профилей, установленных в нижней части киля по
контуру кессона и состыкованных с девятью шпангоутами хвосто-
вой части фюзеляжа — с № 85 по 93 включительно. Три пары из
девяти стыковых профилей установлены по лонжеронам киля, ос-
тальные в промежутках между лонжеронами. Одним концом каж-
дый стыковой профиль прикреплен изнутри кессона к замыкающе-
му поясу и к обшивке киля, другим — к верхней части шпангоу-
та фюзеляжа. Соединения выполнены болтами. Стык герметизиру-
ется резиновыми пробками, установленными на клею и закрываю-
щими отверстия в обшивке фюзеляжа, через которые проходят сты-
ковые профили.
Секущие силы передаются по переднему лонжерону киля с по-
мощью стыкового угольника к обшивке хвостовой части фюзеляжа
и к поясу шп. № 85, по среднему и заднему лонжеронам — соеди-
нением отогнутых стенок лонжеронов со стенками шпангоутов
№ 89 и 93 соответственно. Стенки всех лонжеронов в местах стыка
179
усилены накладками. Стыковые соединения выполнены болтами.
Стык по переднему лонжерону герметизируется уплотнительной
лентой и герметиком.
Момент от кручения киля воспринимается двумя стыковыми
профилями, установленными вдоль линии пересечения обшивок ки-
ля и фюзеляжа. Одной стороной уголки крепятся заклепками к об-
шивке и стрингерам киля, другой — болтами к фюзеляжу. Стык
герметизируется уплотнительными лентами. На полках стыковых
профилей со стороны фюзеляжа сделаны фрезерованные канавки
для стока воды.
СОПРЯГАЮЩИЕ ОБТЕКАТЕЛИ
Гребень, сопрягающий поверхность киля и фюзеляжа, установлен между
;ип. № 76—81 и состоит из переднего обтекателя и задней съемной секции, сты-
куемой с гребнем киля. Передний обтекатель приклепан к обшивке фюзеляжа.
Задняя съемная секция крепится болтами к переднему обтекателю и к контур-
ному угольнику, установленному на фюзеляже.
Подкилевой пилон расположен на хвостовом коке фюзеляжа за задним
лонжероном киля под рулем направления. Он прикреплен к заднему лонжерону
киля п к обшивке хвостового кока болтами, что позволяет его снимать для
приведения работ по монтажу и демонтажу руля направления. Зазор между
подкилевым пилоном и нижней опорой руля направления за задним лонжероном
закрывается металлическими лентами, которые прикреплены к пилону и свободно
опираются на резиновые профили трубчатого сечения, устанавливаемые по кон-
туру неподвижной части киля. На левом борту пилона имеются два люка с
крышками на болтах для подхода к узлу крепления опоры руля направления и
к датчикам радионавигационной системы, на правом борту — люк для подхода
к элементам системы управления рулями.
Обтекатели труб горячего воздуха и топливных труб. Обтекатель труб
горячего воздуха расположен снизу фюзеляжа между шп. № 613 и 85, обтекате-
ли топливных труб — на правом и левом бортах фюзеляжа между шп. № 65
и 7’5.
Обтекатель труб горячего воздуха состоит из отдельных пронумерованных
секций — крышек, укрепленных на обшивке фюзеляжа профилями уголкового
сечения. Во избежание передачи упругих деформаций фюзеляжа в полете на
обтекатель стыковые соединения крышек выполнены ограниченно подвижными
(вследствие увеличения диаметра отверстия под болт до 7 мм при диаметре
стыковых болтов 5 мм).
Обшивка фюзеляжа около компенсаторов трубопроводов горячего воздуха
защищена стеклотекстолитовыми экранами. В полете внутренняя полость обте-
кателя продувается наружным воздухом, который поступает через отверстие
в передней крышке обтекателя и выходит через жалюзи в крышке № 9.
Конструкция обтекателя топливных труб аналогична конструкции обтекате-
ля труб горячего воздуха. Стыковое соединение крышек обтекателя топливных
труб выполнено также ограниченно подвижным.
ГЕРМЕТИЗАЦИЯ ФЮЗЕЛЯЖА
Для создания нормальных условий для членов экипажа и пас-
сажиров в полете на высоте до 14 000 м кабина экипажа и пасса-
жирские салоны герметичные и в полете обеспечивается внутрен-
нее избыточное давление, равное 0,63 кгс/см2 (6,18-104 Па).
Для обеспечения герметичности в заклепочных швах и болто-
вых соединениях герметичной кабины фюзеляжа от шп. № 2 до
шп. № 85 применяется внутришовная и поверхностная герметиза-
ция.
180
Внутришовная герметизация осуществляется прокладкой меж-
ду сопрягаемыми деталями уплотнительной ленты У-20А.
Для поверхностной герметизации заклепочных и болтовых сое-
динений используется герметик УЗО-МЭС-5 шпательной и кистевой
консистенции. При поверхностной герметизации герметик наносит-
ся со стороны избыточного давления на внутреннюю поверхность
герметичной кабины.
Соединительные швы обшивки хвостовой негерметичной части
фюзеляжа от шп. № 85 до шп. № 101 для предохранения от попа-
дания внутрь фюзеляжа атмосферной влаги загерметизированы по
верху между стрингерами № 17—0—-17 уплотнительной лентой
У-20А без последующей поверхностной герметизации.
Все наружные двери и люки герметичной части фюзеляжа, как
указывалось ранее, загерметизированы замкнутым резиновым про-
филем трубчатого сечения, который наполняется воздухом из са-
лона через боковые отверстия трубки, когда в салоне создается
избыточное давление.
Герметизация люка грузового помещения № 4 негерметичной
части фюзеляжа предназначена для предотвращения попадания в.
багажно-грузовое помещение атмосферных осадков и выполнена
также в виде замкнутого резинового профиля, но без отверстий.
МЕТАЛЛИЗАЦИЯ ФЮЗЕЛЯЖА
Для уменьшения помех при работе радио- и электронного обо-
рудования все двери и крышки люков имеют электрический кон-
такт с фюзеляжем (рис. 5.16).
Металлизация крышек, поворачиваемых на оси (негерметич-
ной части фюзеляжа), выполнена плетеными металлическими пере-
мычками. Так выполнена металлизация крышек буфетного люка,
люка грузового помещения № 4, люка отсека высотного оборудо-
вания и люка ВСУ.
Металлизация входных и буфетной дверей и крышек люков ба-
гажно-грузовых помещний № 1, 2 и 3 герметичной части фюзеля-
жа имеет одинаковую конструкцию и выполнена в виде разъем-
ного соединения типа зажим — нож. На фюзеляже установлены за-
жимы, на дверях и крышках — ножи. При закрывании дверей и
крышек ножи входят в зажимы, обеспечивая электрический кон-
такт.
ДРЕНАЖНО-ОСУШИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА
Система осушения стекол кабины экипажа и пассажирских са-
лонов (рис. 5.17) предназначена для сообщения межстекольного
пространства с атмосферой или герметичной кабиной с целью на-
гружения избыточным давлением в герметичной кабине только ра-
бочих стекол, а также для предупреждения запотевания и обмер-
зания внутренних поверхностей стекол.
В окнах кабины экипажа (боковых и верхних) и пассажирских
салонов рабочими стеклами являются внутренние стекла, а в смот-
18К
Рис. 5.16. Металлизация фюзеляжд:
/—дверь запасного выхода; 2—люк багажно-грузового помещения № 1; 3—люк подполь-
ной части буфета; 4—буфетная дверь; 5—люк багажно-грузового помещения № 2; 6—люк
багажно-грузового помещения № 3; 7—люк ВСУ; 8—люк багажно-грузового помещения
№ 4; 9—задняя входная дверь; 10— передняя входная дверь; //—нож; 12—зажим; 13— пле-
теная металлическая перемычка
ровых окнах. — наружные стекла. Поэтому межстекольные прост-
ранства боковых и верхних окон кабины экипажа и окон пасса-
жирских салонов соединены трубопроводами с атмосферой, а меж-
стекольные пространства смотровых окон — с герметичной каби-
ной. Трубопроводы сообщаются через осушительные патроны с
атмосферой или греметичной кабиной. Осушительный патрон со-
держит крупнозернистый влагопоглощающий силикагель и силика-
гель-индикатор. С течением времени силикагель насыщается вла-
гой и теряет свои свойства влагопоглотителя, поэтому осушитель-
ные патроны периодически осматриваются. Сухой силикагель-инди-
катор — василькового цвета, насыщенный влагой — розового.
Увлажненные осушительные патроны находятся (без разборки) в
сушильном шкафу при температуре 100° С в течение 1,5—2 ч.
Передние окна кабины экипажа электрообогреваемые и их
межстекольные пространства изолированы (не связаны с атмосфе-
рой и кабиной)-
Воздух в межстекольных пространствах боковых и верхних окон
кабины экипажа осушается двумя осушительными патронами.
Один патрон — для окон правого борта, второй — левого. Патро-
ны установлены на шп. № 6 вне герметичной кабины. Воздух в
382
Рис. 5.17. Осушительная система окон:
1—верхние окна кабины экипажа; 2—осушительный патрон окна двери
запасного выхода; 3— патроны группового осушения (у шп. № 44);
4—осушительные патроны дверей аварийных выходов; 5—осушитель-
ные патроны окон для осмотра оперения; 6—осушительные патроны
окон для осмотра гондол двигателей; 7—слив влаги из проемов дверей
аварийных выходов; 8—осушительный патрон окна задней входной
двери; 9—трубопровод; 10—осушительный патрон окна передней
входной двери; //—боковые окна кабины экипажа; /2—патроны груп-
пового осушения (у шп. № 6); /3—гильза; 14—корпус; /5—резиновое
уплотнительное кольцо; 16—кольцо пружинное; 17—стекло; 18—гайка;
19—силикагель (кристалл); 20—сетка
межстекольном пространстве окон пассажирских салонов (кроме
окон дверей основных, запасного и аварийных выходов) осушает-
ся посекционно. На каждом борту по две секции. В каждой секции
все межстекольные пространства окон соединены между собой
трубками, а межстекольное пространство одного окна каждой сек-
ции, кроме того, соединено с магистралью, подключенной к осу-
шительному патрону. Четыре осушительных патрона установлены
на наклонной герметичной панели отсека высотного оборудования,
но два осушительных патрона у каждого борта. Патроны установ-
лены со стороны герметичной кабины.
Воздух в межстекольном пространстве окон дверей основных,
запасного и аварийных выходов осушается индивидуальными осу-
шительными патронами, установленными на каждой двери. Меж-
стекольные пространства окон основных дверей и двери запасного
выхода сообщаются трубопроводами через осушительные патроны с
атмосферой. Трубопровод выходит на наружную поверхность две-
ри. Межстекольнос пространство окна двери аварийного выхода
сообщается через трубопровод и осушительный патрон, установ-
ленный на боковой поверхности двери, с щелью между дверью и
окантовкой выреза под дверь. Щель, в свою очередь, сообщается
с атмосферой через сливной трубопровод для отвода дождевой и
конденсированной влаги из дверного проема за борт. Воздух в меж-
стекольных пространствах смотровых окон (окна для наблюдения
за оперением и двигателями в полете) осушается индивидуальны-
ми патронами. Осушительный патрон установлен около каждого
окна и соединен трубопроводом с межстекольным пространством.
Для удаления дождевой и конденсированной влаги из проемов
дверей аварийных выходов к каждому выходу в нижней точке под-
ведена трубка (к гнезду под штырь двери). Влага по этим трубкам
стекает в сливную магистраль и по пей в негерметичную зону от-
сека высотного оборудования. Для удаления конденсированной
влаги из фюзеляжа снизу в обшивке фюзеляжа сделаны дренаж-
ные отверстия диаметром 3 мм.
Глава 6
КРЫЛО
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Крыло — свободнонесущее, стреловидное, кессонной конструк-
ции, состоит из центроплана и двух отъемных частей крыла (рис.
5.1, 6.2, 6.3) и служит для создания подъемной силы, потребной для-
осуществления полета самолета. Одновременно крыло обеспечива-
ет поперечную устойчивость самолету и несет на себе органы по-
перечного управления — элероны.
Носовая часть крыла (перед передним лонжероном) — съем-
ная и снабжена противообледенительным устройством. В носовой
части размещены воздухозаборник системы кондиционирования,
горловины заправки топлива и посадочно-рулежные фары.
На хвостовой части крыла (за задним лонжероном) размеще-
ны закрылки, элероны и интерцепторы. В законцовке крыла уста-
новлены аэронавигационные и габаритные огни, а также труба
аварийного слива топлива. На переднем лонжероне центроплана у
нервюр № 8 установлены опорные узлы для гидравлических подъ-
емников, снаружи узлы закрыты крышками. На переднем и заднем
лонжеронах ОЧК у нервюр № 13 и 21 сверху и снизу предусмот-
рены места для крепления узлов транспортировки (по четыре на
верхней и нижней поверхностях ОЧК). Для обслуживания топлив-
ных отсеков предусмотрены съемные панели обшивки. В местах со-
пряжения крыла с фюзеляжем поставлены обтекатели-зализы.
В конструкции крыла в виде листов, фрезерованных монолит-
ных панелей и профилей применен алюминиевый сплав Д16Т, об-
ладающий высокой усталостной прочностью. Для штампованных
узлов и фитингов применен алюминиевый сплав АК6. Узлы креп-
ления шасси и рельсы закрылков изготовлены из стали ЗОХГСНА.
КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВАЯ СХЕМА
Нагрузки, действующие на крыло. На крыло в полете, при взле-
те и посадке самолета действуют следующие нагрузки:
распределенные по поверхности крыла аэродинамические на-
грузки;
распределенные по поверхности нагрузки от веса конструкции
крыла;
сосредоточенные нагрузки от веса агрегатов и грузов, разме-
щенных в крыле;
1’85
Рис. 6.1. Схема крыла:
ф' ,15-
/—отсек основной опоры шасси,
2—задняя балка; 3—рельс № 1 за-
крылка; 4—хвостовая балка; 5—
закрылок центроплана; 6—рельс
№ 2 закрылка; 7—рельс № 3 за-
крылка; 8—закрылок отъемной
части крыла; 9—рельс № 4 за-
крылка; 10—интерцепторы; 11—
рельс № 5 закрылка; 12—серво-
компенсаторы; 13—триммер; 14—
секции элеронов
сосредоточенные нагрузки от немассовых сил (опорные реак-
ции). Все эти силы изгибают и закручивают крыло. Поэтому в каж-
дом поперечном сечении крыла действуют изгибающий момент, по-
перечная сила и крутящий момент.
По конструктивно-силовой схеме крыло — кессонной конструк-
ции. Это такое крыло, в котором силы, действующие на него, вос-
принимаются силовыми элементами межлонжеронной части — кес-
соном, который образован лонжеронами и фрезерованными моно-
литными панелями обшивки. Соединяя верхнюю и нижнюю фрезе-
рованные монолитные панели обшивки крыла, лонжероны совме-
стно с обшивкой образуют в поперечном сечении крыла замкнутый
контур, воспринимающий кручение. Кроме того, лонжероны служат
опорами для нервюр и совместно с остальным набором крыла
обеспечивают его общую прочность и жесткость. Носовая и хвос-
торов воспринимают силовые нервюры. Кроме того, продольный
фюзеляж проходит лишь кессон, т. е. наиболее сильно работающая
часть контура. Внутренний объем кессона крыла свободен и исполь-
зуется для размещения топлива.
Сосредоточенные нагрузки от закрылков, элеронов и интерцеп-
товая части крыла в работе на изгиб не участвуют, поэтому сквозь
силовой набор крыла, стенки лонжеронов и часть нервюр воспри-
186
оо
3
Шп. №5b'
Рис. 6.2. Центроплан:
1—сьемные секции № 1 и 2 носовой части центроплана; 2—верхний стыковой пояс («гребенка»); 3—стальной пояс нервюры № 8; 4—
узел крепления подкоса основной опоры шасги; 5—лазы; 6—бортовая нервюра № 4; 7—задний лонжерон; 8—кронштейны крепления эле-
ментов конструкции фюзеляжа; 9—воздухозаборник радиатора охлаждения системы кондиционирования воздуха; 10—передний лонжерон-
11—стыковой профиль; 12—торцовая нервюра; 13— нижний стыковойпояс; 14—стыковой профиль
Стык стенок переднего и заднего
лонжеронов по оси разъема
Верхний стык
9 Ю 11
Рис. 6.3. Отъемная часть крыла:
/—верхний стыковой пояс («гребенка»); 2—средний лонжерон; 3— задний лонжерон; 4—рельс; 5—передний лонжерон; 6—стенка тепло-
вой камеры противообледенителя; 7—аэронавигационный огонь; 8— законцовка крыла; 9—уплотнительная лента; 10—съемная лента; 11—
стыковые болты; 12—дренажные отверстия в каждом колодце; 13— внутренняя стыковая лента; 14—болты с плавающими глухими ан-
керными гайками; 15—внешняя стыковая лента; 16—дренажные отверстия
нимают давление от топлива, находящегося в крыле. Сосредоточен-
ные нагрузки от основных опор шасси й от рельсов закрылков вос-
принимает задний лонжерон центроплана и две балки: задняя и
хвостовая.
КОНСТРУКЦИЯ крыла
В продольный набор крыла входят три лонжерона: передний,
средний (проходит только до нервюры № 25 ОЧК) и задний.
В поперечный набор входят 23 нервюры центроплана и 41 нер-
вюра ОЧ1\. Нервюры центроплана установлены по направлению по-
лета, нервюры ОЧК — перпендикулярно заднему лонжерону.
Все нервюры по назначению делятся на четыре типа: силовые,
нервюры-стенки топливных баков-кессонов, противоотливные нер-
вюры и типовые.
Силовые нервюры воспринимают сосредоточенные нагрузки,
нервюры-стенки топливных баков делят кессоны на семь топливных
и два дренажных бака и являются граничными стенками. Проти-
воотливные нервюры служат перегородками, воспринимающими
инерционные нагрузки от топлива. Противоотливные нервюры, в
свою очередь, подразделяются на нервюры с обратными клапана-
ми и без клапанов. В топливных баках нервюрами и перегородками
выделены расходные, предрасходные и противоотливные отсеки.
Передний и задний лонжероны, нервюры-стенки топливных ба-
ков, верхние и нижние панели обшивки полностью герметичны.
Чтобы обеспечить возможность осмотра и ремонта внутренней
полости топливных баков-кессонов на верхней поверхности каждо-
го кессона, кроме подфюзеляжной части центроплана, имеются
съемные панели; в районе дренажного бака — съемная крышка;
снизу в подфюзеляжной части кессона центроплана — два лаза с
крышками. Специальные лазы, кроме того, имеются в некоторых
нервюрах и перегородках.
Съемные верхние панели, крышки дренажных баков и крышки
нижних лазов загерметизированы рифленой резиновой лентой и ре-
зиновыми кольцами под головками болтов.
Кессон центроплана полностью герметичен и разделен бортовыми нервюра-
ми (нервюрами № 4) на три топливных бака-кессона.
За средним лонжероном, параллельно ему, между нервюрами № 4 и 6 ус-
тановлена перегородка, которая делит участок топливного бака между этими
нервюрами на два отсека: расходный отсек, расположенный между перегородкой
и задним лонжероном, и предрасходный отсек, — между перегородкой и сред-
ним лонжероном.
Лонжероны — балочной конструкции, клепаные.
На переднем лонжероне с внешней стороны по оси самолета и у нервюр
№ 3 установлены кронштейны для крепления элементов конструкции фюзеля-
жа, а по осям нервюр № 8 — узлы под гидравлические подъемники самолета.
Б стенке лонжерона имеются отверстия под топливную арматуру. В стенке
среднего лонжерона по верху имеются небольшие отверстия для дренажа, а по
низу — отверстия для перетекания топлива. Причем в нижних отверстиях в
подфюзеляжной части, а также на участке предрасходного отсека установлены
обратные клапаны. На заднем лонжероне между нервюрами № 7 и 8 с наружной
и внутренней сторон установлены узлы крепления передней опоры траверсы ос-
новной опоры шасси. Кроме того, к наружной стороне заднего лонжерона при-
189
креплены кронштейны и жесткости систем управления интерцепторами л эле-
ронами. В стенках заднего лонжерона имеются отверстия под топливные трубы.
Нервюры. Все нервюры кессона, кроме бортовых (нервюра № 4) и тор-
цовых (у оси разъема), состоят из двух частей: передней средней и задней
средней, состыкованных на среднем лонжероне. Средние части нервюр по кон-
струкции и назначению делятся на силовые нервюры, противоотливные с обрат-
ными клапанами и типовые.
Нервюры — балочной конструкции, клепаные.
Силовые нервюры — нервюры № 1, 4, 8, задняя средняя часть нер-
вюры № 7 и торцовая нервюра центроплана. Причем нервюра № 4 и торцовая
являются также стенками топливных баков-кессонов, а нервюры № 1 и 8 — про-
тивоотливными стенками без обратных клапанов.
Нервюра № 1 воспринимает часть нагрузки от центральной балки фюзеля-
жа. В стенке нервюры имеются два смотровых лаза с крышками на болтах.
Нервюра № 8 и задняя средняя часть нервюры № 7 воспринимают часть на-
грузки от основной опоры шасси. Стенки нервюр глухие с отверстиями внизу
для перетекания топлива.
На нервюре № 8 стыкуются верхние съемные панели центроплана. С этой
целью на нервюре установлены два стыковых фрезерованных профиля таврового
сечения, к которым крепятся болтами концы съемных панелей. Пояса нервюры
№ 8 фрезерованы из стали. Они проходят снаружи по верхней и нижней по-
верхностям кессона и выходят за задний лонжерон, включая хвостовую часть
нервюры № 8 (отсек шасси).
Между задними средними частями нервюр № 7 и 8 у заднего лонжерона
установлен узел крепления передней опоры траверсы основной опоры шасси.
Для передачи нагрузки с этого узла на стенках нервюр № 7 и 8 установлены
фрезерованные профили таврового сечения, проходящие по середине нервюр от
заднего лонжерона до среднего.
Бортовая первюра № 4 воспринимает часть нагрузок, возникающих у борта
фюзеляжа от перелома продольного набора вследствие стреловидности крыла.
Торцовая нервюра воспринимает нагрузки, возникающие па стыке центро-
плана и ОЧК.
Бортовая и торцовая нервюры являются также стенками топливных баков
п поэтому полностью герметичны. Нервюры несоставные. Пояса торцовых нервюр
служат стыковыми элементами, с помощью которых стыкуются центроплан
и ОЧК.
Противоотдивные нервюры № 6 и 10. Степки нервюр глухие.
По низу нервюр установлены обратные топливные клапаны. Пиз нервюр покрыт
сп тошным слоем герметика. Нервюра № 6 является стенкой расходного отсека.
На участке съемной панели по верху вырезы в фестоне под ребра панели за-
крыты резиновыми бобышками, прикрепленными болтами к ребрам съемной па-
нели так, что между бобышками и кромками вырезов в фестоне остаются зазоры
до 3 мм, через которые перетекает топливо. Нервюра № 10 имеет зазор по
верху, рамный высоте ребер панелей, через который также перетекает топливо.
Типовые нервюры по верху и по низу имеют зазоры, равные вы-
соте ребер панелей. Стенки нервюр № 2 и 3 глухие, имеют по два лаза с крыш-
ками на болтах.
Кессон ОЧК полностью герметичен — от внутренней торцовой нервюры до
внешней и ращелсп нервюрой № 25 на два топливных бака-кессона. Часть кес-
сона, между нервюрой № 43 и внешней торцовой нервюрой (нервюрой № 43),
является дренажным баком. За внешней торцовой нервюрой расположена закон-
цовка крыла.
В кессоне ОЧК так же, как и в кессоне центроплана, имеются предрасход-
пые, расходные и противоотливной отсеки.
Лонжероны кессона ОЧК по конструкции подобны лонжеронам кессона
центроплана.
На переднем лонжероне с внешней стороны между нервюрами № 13 и 14,
21 и 2'2 установлены кронштейны, к которым сверху и снизу при монтаже и де-
монтаже ОЧК крепятся болтами стальные транспортировочные узлы. В стенке
среднего лонжерона на участке, ограничивающем расходную секцию, установле-
ны обратные топливные клапаны. С внешней стороны заднего лонжерона уста-
190
новлены следующие узлы: по нервюрам № 6, 14 и 21 по два узла для креп-
ления рельсов закрылков; между нервюрами № 7 и 8, 16 и 16, 22 и 23 узлы
для крепления раскосов рельсов закрылков; между нервюрами № 5 к 6, 23 и 2'1
кронштейны для крепления редукторов винтовых механизмов управления за-
крылками; между нервюрами № 43 и 14, 21 и 22 кронштейны, аналогичные
переднему лонжерону, для крепления транспортировочных узлов. Кроме того, с
внешней стороны заднего лонжерона установлены жесткости и кронштейны
крепления тяг и качалок управления интерцепторами и элеронами.
Нервюры с № 4 по 24 включительно состоят из двух частей: перед-
ней средней и задней средней, состыкованных на среднем лонжероне. Остальные
нервюры — цельные.
Нервюры ОЧК, как и в центроплане, делятся на силовые, нервюры-стенки
топливных баков, противоотливные и типовые.
Силовые нервюры — внутренняя торцовая нервюра, нервюра № 25
и задние части нервюр № 6, 14 и 21. Причем внутренняя торцовая нервюра
и нервюра № 25 являются также стенками топливных баков, а нервюра № 14
(полностью) — противоотливной с обратными топливными клапанами.
Задние части нервюр № 6 и 21 воспринимают часть нагрузок от рельсов
№ 3 и 5. Стенки нервюр с глухими отбортовками. Задние части нервюр имеют
мощные фрезерованные фитинги, прикрепленные к заднему лонжерону, с на-
ружной стороны которого к этим фитингам прикреплены узлы крепления рель-
сов закрылков ОЧК-
Хвостовая часть нервюры № 14 является силовой. Она воспринимает часть
нагрузки от рельса № 4. Вся же нервюра № 14 — противоотливная с обрат-
ными топливными клапанами. На верхних поясах нервюры стыкуются съемные
и несъемные панели обшивки. На стыковой накладке нижнего пояса стыкуются
нижние панели. Вдоль нижнего пояса нервюры установлены обратные топлив-
ные клапаны. Стенка нервюры глухая. Задняя часть нервюры имеет мощный
фрезерованный фитинг, прикрепленный к заднему лонжерону, с наружной сто-
роны которого к фитингу прикреплены узлы крепления рельса № 4.
Внутренняя торцовая нервюра воспринимает часть нагрузки от стыка кессо-
нов. Нервюра является стенкой топливного бака и поэтому полностью герме-
тична. По конструкции она подобна торцовой нервюре кессона центроплана. На
стойках нервюры заделываются торцы нервюр № 2 и 4.
Нервюра ’№ 25 воспринимает часть нагрузки, возникающей вследствие пере
хода кессона с двухлонжеронной конструкции па трехлонжеронную. На нервю-
ре № 25 заканчивается средний лонжерон и стыкуются все верхние и нижние
панели. Нервюра является стенкой топливных баков и поэтому полностью гер-
метична.
Нерв юры-стенки топливных баков — внутренняя торцовая,
нервюра № 25, нервюра № 40 и внешняя торцовая нервюра № 43.
Нервюра № 40 полностью герметична, представляет собой сварную листо-
вую конструкцию. В стенку нервюры вварены два штампованных узла с флан-
цами для крепления трубопроводов дренажной системы и аварийного слива
топлива.
Внешняя торцовая нервюра № 43 по конструкции подобна нервюре № 40.
В средней части нервюры установлена фланцевая литая панель. Панель установ-
лена на резиновой прокладке и прикреплена к нервюре болтами.
Противоотливные нервюры могут быть с обратными клапана-
ми и без обратных клапанов. С обратными клапанами — нервюры № 7, 11, 14,
19, а также типовые нервюры № 5 и 27, выполненные как противоотлшыые. Без
обратных клапанов —• нервюры № 9, 17, 28, 3'0, 32, 35, 37 и передняя часть
нервюры № 21.
На нервюре № 7 стыкуются съемные панели обшивки. Поэтому на участке
съемных панелей на нервюре установлены два стыковых профиля таврового се-
чения, к которым крепятся болтами концы съемных панелей. Вырезы в фесто-
нах под ребра панелей используются как отверстия для перетекания топлива.
Так как задняя часть нервюры № 7 является стенкой расходного отсека, выре-
зы под ребра в фестонах верхней части нервюры частично закрыты уголками
из листа («гнутиками») и заполнены герметиком.
191
Противоотливные нервюры без обратных клапанов по верху и по низу име-
ют зазоры, равные высоте ребер панелей. Стенки всех нервюр имеют глухие от-
бортовки.
Типовые нервюры по конструкции подобны противоотливным нер-
вюрам без обратных клапанов, но отличаются от последних наличием в стенках
отбортованных отверстий. В задней части нервюры № 4 имеется лаз без крыш-
ки, но со съемной стойкой посередине.
Обшивка. Верхняя и нижняя обшивки кессонов представляют собой моно-
литные механически обработанные из прессованных заготовок панели с ребрами
жесткости взамен стрингеров. Толщина полотен панелей от 4,5 до '2,5 мм, а в
районе заднего лонжерона у борта фюзеляжа — до 10—Г2 мм.
Обшивка носовой и хвостовой частей выполнена из листов толщиной 1 —
1.5 мм, верхняя обшивка отсека основной опоры шасси — толщиной 3 мм. Такие
элементы крыла, как задняя панель хвостовой части центроплана, хвостовые
части интерцепторов, сервокомпенсаторы и триммер имеют сотовую конструк-
ции с обшивкой толщиной 0,3 мм.
Носовые части центроплана и ОЧК. Вся носовая часть крыла состоит из
пяти съемных секций, в которых размещены камеры и трубы противообледени-
тельной системы (ПОС), трубопроводы системы заправки топливом, щитки
управления заправкой топливом, посадочно-рулежная фара и воздухозаборник
воздухо-воздушного радиатора охлаждения.
Секции № 1 и 2 расположены в центроплане, секции № 3, 4 и 5 — в ОЧК.
Секции прикреплены болтами к верхнему и нижнему поясам переднего лонже-
рона.
В секции № 1 установлен съемный воздухозаборник с патрубком, по кото-
рому поступает воздух в воздухо-воздушный радиатор охлаждения. На кромке
секции № 1, обращенной к фюзеляжу, установлен резиновый профиль герме-
тизации. Конструкции секций № 2, 3, 4 и 5 однотипны. Каждая секция состоит
из набора штампованных в форме арки носков нервюр, дополнительных бало-
чек и двух обшивок: наружной и внутренней.
Внутренняя обшивка имеет рифты, расположенные параллельно носкам. По
этим рифтам наружная и внутренняя обшивки склепаны так, что между ними
образуется пространство, в которое через щель во внутренней обшивке поступа-
ет горячий воздух из тепловой камеры ПОС. Обшивки секции № 1 склепаны не
по рифтам, а по отбортованным площадкам на внутренней обшивке.
В тепловую камеру подается горячий воздух через патрубок от воздушно-
тепловой магистрали. В том месте, где патрубок от магистрали горячего воз-
духа входит в тепловую камеру, перед патрубком (внутри камеры) установлен
жран, предохраняющий обшивку носовой части от прямого воздействия струи
горячего воздуха. Экран представляет собой изогнутый лист, прикрепленный к
внутренней обшивке секции.
В секциях № 3, 4 и 5, помимо тепловой камеры, вдоль передней кромки име-
ется «тепловой нож», образованный наружной обшивкой и отштампованным из
листа профилем_П_-образного сечения. Внутренняя обшивка на участке «теп-
лового ножа» вырезана. Горячий воздух поступает в «тепловой нож» через пат-
рубки от воздушно-тепловой магистрали ПОС.
На секции № 2 снизу размещены две ниши с крышками, на петлях, в ко-
торых расположены горловины заправки баков топливом снизу и щиток управ-
ления заправкой, на секции № 3 — одна ниша, в крышке которой установлена
посадочно-рулежная фара.
Хвостовые части центроплана и ОЧК. В хвостовой части центроплана раз-
мещены: отсек основной опоры шасси, рельсы и винтовые механизмы закрылка
центроплана. Отсек шасси расположен между задним лонжероном и задней
балкой и ограничен с внешней стороны хвостиком нервюры № 8. Задняя кром-
ка хвостовой части центроплана образована задней панелью сотовой конструк-
ции и концевым профилем. Хвостовая часть центроплана разрезана в районе
хвостика нервюры № 9 от заднего лонжерона до задней кромки, чтобы предот-
вратить деформации хвостовой части при посадке и взлете. В стенках хвости-
ков нервюр имеются отбортованные вырезы и отверстия для тяг управления эле-
ронами, интерцепторами, вала управления закрылком, топливных труб, труб гид-
равлики и электрожгутов.
192
К задней балке хвостовой части центроплана прикреплены: рельс № 1, под-
косы рельсов № 1, 2 и два редуктора винтовых механизмов закрылка центро-
плана.
Хвостики нервюр № 8 и 1(1 — силовые. Хвостик нервюры № 8 восприни-
мает часть нагрузки от основной опоры шасси, а хвостик нервюры № 11 — от
рельса № 2 закрылка центроплана.
Верхние и нижние обшивки хвостовых частей ОЧК и центроплана состы-
кованы по оси разъема съемными лентами, а зашивки — съемной диафрагмой.
Верхняя лента разрезана (состоит из двух съемных половинок) 'И в разрезе ус-
тановлен резиновый профиль Р-образного сечения, закрывающий доступ влаги
внутрь стыка. На силовые хвостики навешиваются элероны и интерцепторы.
В хвостовой части ОЧК расположены три рельса закрылка.
Нижняя обшивка на участке закрылка и интерцепторов — съемная, она за-
крывает короб, в котором проложены трубопроводы гидравлической системы и
электрожгуты. На участке элерона нижняя обшивка состоит из ряда откидываю-
щихся на петлях и закрывающихся замками крышек для подхода к проводке
управления элероном и к электрожгутам. На концевом профиле между элеро-
нами и законцовкой крыла имеются два прилива для крепления статических
разрядников.
Хвостики нервюр навески интерцепторов следующие: № 9, 11, 1.2, 14, 15,
17, 18а, 20. На задних частях хвостиков установлены штамповочные кронштей-
ны с запрессованными роликовыми подшипниками под болты навески интерцеп-
торов. Хвостики навески секций элерона следующие: № 23, 26, 29, 32, 35, 38
и 41. Конструкция хвостиков не одинакова. На хвостиках № 23, 29, 35, 38 и 41
установлены на болтах специальные съемные отлитые из магниевого сплава на-
кладки. С помощью съемных накладок можно изменять зазоры в узлах навески
элерона в определенных пределах. По хвостикам № 26 и 32 .накладки подоб-
ного типа установлены не на хвостиках нервюр, а непосредственно на элероне
в узлах навески. Хвостики нервюр № 23 и 41 являются торцовыми опорами эле-
рона. С внешней стороны хвостика № 23 (со стороны, обращенной к концу кры-
ла) установлена съемная накладка, с внутренней стороны прикреплен штампо-
ванный кронштейн с запрессованной втулкой под консольную ось навески эле-
рона. С внутренней стороны хвостика № 41 также установлена съемная наклад-
ка, а с внешней стороны, как и на хвостике № 23,— штампованный кронштейн
с запрессованной втулкой под консольную ось навески элерона. Хвостики нер-
вюр № 29 и 35 предназначены для навески элерона в местах стыковки его
секции. Каждый хвостик имеет коробчатое сечение, к которому прикреплен фре-
зерованный кронштейн с запрессованной втулкой под консольную ось навески
секций элерона. С каждой стороны хвостика установлена съемная накладка.
Хвостик нервюры № 38 представляет собой штампованный монолитный крон-
штейн, к которому прикреплена серьга навески элерона. С двух сторон хвос-
тика установлены съемные накладки. Хвостики нервюр № 26 -и 32 — коробча--
того сечения. Внутри хвостиков размещаются тяги управления элеронами. К хвос-
тикам прикреплены стальные фрезерованные кронштейны, к которым прикрепле-
ны серьги навески элерона.
Отсек основной опоры шасси расположен между задним лон-
жероном и задней балкой и ограничен с внешней стороны хвостовой балкой
нервюры № 8 (рис. 6.4).
Снизу отсек закрывается створкой, кинематически связанной со стойкой
опоры.
Основными силовыми элементами отсека помимо заднего лонжерона явля-
ются хвостовая и задняя балки. Задняя балка воспринимает нагрузки от стойки
основной опоры и от рельса № 1 закрылка центроплана. Перед задней балкой
установлена передняя балка. Передняя и задняя балки внешними концами при-
креплены к хвостовой балке, а внутренними через шарнирное звено, соединены
с бортом фюзеляжа. Траверса основной опоры соединена с передним узлом,
который прикреплен к внешней стороне заднего лонжерона. Подкос опоры сое-
динен с задней и передней балками через шарнирное звено. Вертикальная сос-
тавляющая нагрузка от подкоса через шарнирное звено передается на фюзеляж,
а горизонтальная составляющая — через переднюю и заднюю, балки на верх-
нюю обшивку хвостовой части центроплана. Подъемник'.шасси прикреплен к уз-
7 1564 193
Шп №Б0
Рис. 6.4. Отсек основной опоры шасси:
/—задняя балка центроплана; 2—передний подкос опоры; 3—малая створка отсека основ-
ной опоры; 4—нервюра № 8 центроплана (хвостовая балка); 5—задний лонжерон; 6—тра-
верса опоры; 7—подъемник опоры; 8—центральная балка фюзеляжа; 9—гидроцилиндр уп-
равления большой створкой отсека основной опоры; /0—большая створка отсека опоры;
//—узел крепления подкоса опоры; 12—кронштейн крепления цапфы опоры; 13—склады-
вающийся подкос опоры; 14—четырехколесная тележка
лу, закрепленному между двумя штампованными балками, выходящими на кон-
тур крыла и прикрепленными к верхней обшивке. Чтобы грязь и камни не по-
падали внутрь центроплана, ниша, где помещается основная опора, изнутри за-
шита брезентом, в котором имеются лазы, закрываемые замками-молниями. На
передней части хвостика нервюры № 4 со стороны, обращенной внутрь фюзе-
ляжа, установлен ограничитель, устраняющий перекос коромысла (в случае его
появления) при уборке колес шасси в ниши фюзеляжа.
Рельсы закрылков. В хвостовой части каждого полукрыла установ-
лено пять рельсов: рельсы № 1 и 2 для закрылка центроплана, рельсы № 3, 4,
5 для закрылка ОЧК (нумерация рельсов идет от борта фюзеляжа).
Рельс № 1 прикреплен к задней балке отсека шасси (между хвостиками
нервюр № 5 и 6); рельс № 2 — к хвостику нервюры №11; рельсы № 3, 4, 5 —
к заднему лонжерону соответственно по нервюрам № 6, 14, 21. Каждый рельс
имеет боковой подкос, который шарнирно соединен с рельсом и конструкцией
крыла. Кривизна рельсов обеспечивает отклонение закрылков вниз при их вы-
движении. Все рельсы по конструкции однотипны. Рельсы закрылка центро-
плана и ОЧК отличаются толщинами полок и кривизной.
194
Рельсы закрылков изготовлены из высокопрочной стали и представляют
собой консольную балку переменного сечения. Задняя часть рельса (от места
крепления бокового подкоса и до конца консоли) имеет двутавровое сечение.
Каждый рельс заканчивается вырезом (замковым пазом), служащим дополни-
тельной опорой закрылка в убранном положении. В этот вырез входит ось, кон-
структивно связанная с каркасом закрылка.
Законцовка крыла состоит из носовой, средней и хвостовой частей. •
Носовая часть законцовки — съемная, в ней размещены аэронавигационный и
1абаритный огни. Верхняя обшивка средней части законцовки представляет
собой две съемные крышки, которые предназначены для подхода к топливной
арматуре дренажного бака. На нижней обшивке средней части законцовки име-
ется люк для подхода к фильтру насоса перекачки топлива. Боковая обшивка
состоит из трех съемных крышек для снятия и установки дренажных труб.
В хвостовой части законцовки имеется вырез под трубу аварийного слива топ-
лива, на верхней поверхности — люк для подхода к этой трубе, на боковой
обшивке — съемная крышка для снятия и установки тяг управления элероном.
Задняя кромка образована двумя литыми концевыми профилями с приливами
для крепления статических разрядников. Для сообщения внутренней полости
законцовки с атмосферой на нижней обшивке хвостовой части сделаны отвер-
стия в виде жабр.
РАЗЪЕМЫ КРЫЛА
Крыло имеет два разъема, которыми разделено на три части:
центроплан и две ОЧК.
Стыковое соединение ОЧК с центропланом болтовое и прохо-
дит по контуру силовых кессонов.
Верхние панели силовых кессонов центроплана и ОЧК стыку-
ются при помощи монолитных фитингов, нижние панели — стыко-
выми лентами, стенки переднего и заднего лонжеронов — прессо-
ванными стыковыми профилями уголкового сечения.
Монолитные стыковые фитинги получены механической обра-
боткой из прессованных заготовок. Благодаря специальным углуб-
лениям в фитинге стыковые болты вставляются снаружи в отвер-
стия фитинга. В полете пояса лонжеронов, стрингеры и обшивка
верхней поверхности крыла от действия изгибающего момента ра-
ботают на сжатие. Передача усилий сжатия с отъемной части кры-
ла на центроплан обеспечивается благодаря тому, что стыковой
профиль ОЧК упирается в стыковой профиль центроплана. Болты
стыка при этом не нагружены. При стоянке и посадке самолета
болты работают на растяжение под действием массы отъемной ча-
сти крыла. Сверху стык закрывается лентой, установленной на вин-
тах. Чтобы избежать скопления влаги в углублениях фитинга, в
них имеются дренажные отверстия для стока воды. Нижние панели
стыкуются двумя лентами: внешней и внутренней, скрепляемыми
двумя рядами болтов. В нижних стыковых лентах сделаны дренаж-
ные отверстия для стока воды.
Стенки переднего и заднего лонжеронов отъемной части крыла
и центроплана соединены между собой болтами с помощью прес-
сованных стыковых профилей уголкового сечения.
Поперечная сила, передаваемая со стенок лонжеронов отъем-
ной части крыла на стенки лонжеронов центроплана, нагружает
болты усилиями среза. С лонжеронов отъемной части крыла по-
перечная сила перераспределяется на стенки трех лонжеронов цепт-
7*
195
роплана через разъемную нервюру, которая при этом нагружает-
ся усилиями сдвига.
Крутящий момент с отъемной части на центроплан передается
болтами всего контура стыка. Стыковочные болты при этом рабо-
тают на срез.
Соединение носовых и хвостовых частей ОЧК и центроплана
производится болтами с помощью соединительных лент. При сня-
тии лент открывается доступ к болтам стыка стенок передних и
задних лонжеронов ОЧК и центроплана.
Все болты стыка отъемной части крыла с центропланом изго-
товлены из стали ЗОХГСА. Для нормальной работы элементов сты-
кового соединения необходимо обеспечить правильную затяжку
болтов; чрезмерная затяжка отдельных болтов вызывает концент-
рацию усилий в зоне этих болтов, в результате чего может про-
изойти их разрушение или разрушение других элементов стыка.
СРЕДСТВА МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА
Выдвижные закрылки (рис. 6.5). На каждой половине крыла
установлено два выдвижных закрылка: закрылок центроплана и
закрылок ОЧК- Закрылки располагаются между элеронами и фю-
зеляжем. Управление закрылками электромеханическое. Каждый
закрылок приводится в движение двумя винтовыми механизмами.
Выдвижной закрылок центроплана представляет собой
профилированную хвостовую часть крыла.
Закрылок навешен па крыле при помощи двух роликовых кареток, закреп-
ленных на нем и перемещающихся по двум дугообразным рельсам, прикреплен-
ным к заднему лонжерону центроплана. Два винтовых механизма, приводящих
закрылок в движение, присоединены к шкворням на закрылке.
Закрылок — однолонжеронной клепаной конструкции с работающей на кру-
чение обшивкой. Лонжерон расположен вблизи носка и является основным сило-
вым элементом конструкции, к которому прикреплены узлы навески и нервюры.
В местах установки роликовой каретки и шкворня лонжерон вырезан для про-
хода рельса и винта и заменен штампованной балкой.
В хвостовой части закрылка в плоскостях рельсов имеются две хвостовые
опоры, служащие дополнительными опорами закрылка в убранном положении.
Хвостовая опора имеет проушины с осью. В убранном положении закрылка эта
ось входит в замковый паз рельса, благодаря чему ликвидируются деформации
закрылка. Для уменьшения трения при входе оси хвостовой опоры в замковый
паз рельса и предохранения оси от износа на ось надето стальное кольцо, ко-
торое может поворачиваться.
Каждая каретка прикреплена к закрылку карданным механизмом, который
состоит из вертикального эксцентрикового и горизонтального валов кардана.
Карданная подвеска, позволяя выбирать перекос, обеспечивает выдвижение за-
крылка по плоским рельсам, и значительно упрощает навеску закрылка. Гори-
зонтальный вал кардана установлен на роликовых подшипниках в стакане, име-
ющем две опоры. Передней опорой является штампованная балка лонжерона,
задней — штампованный узел между двумя нервюрами. Горизонтальный вал
кардана соединен с задним узлом через упорный подшипник, закрытый резьбо-
вой крышкой. В креплении каретки к горизонтальному валу предусмотрено ре-
гулировочное устройство, позволяющее перемещать каретку вдоль размаха.
Корпус каретки (рис. 6.6) — стальной, монолитный. На корпусе смонтиро-
ваны передние, задние и боковые роликовые подшипники, закрепляющие карет-
ку на рельсе и обеспечивающие движение каретки, а следовательно и закрылка,
вдоль рельса. Конструкция крепления передних и задних роликовых подшипни-
ков к корпусу каретки позволяет регулировать зазоры между подшипниками и
196
Рис. 6.5. Закрылок:
/—винт; 2—закрылок; 3— гайка; 4—шкворень; 5—стакан; 6—лонжерон;7—каретка; 8—задняя балка
1
Рис. 6.6. Каретка закрылка:
/—рельс; 2—передние роликовые подшипники; 3— передняя опора стакана; 4—отверстие для фиксации закрылка; 5—стакан; 6—горизон-
тальный вал кардана; 7—задняя опора стакана; 8—хвостовая опора; 9—резьбовая крышка; 10—упорный подшипник; //—роликовые под-
шипники горизонтального вала кардана; /2—головка горизонтального вала кардана; 13—вертикальный вал кардана; 14— боковые роликовые
Прдщипцики; /5—каретка; 16—передние роликовые подшипники; 17—доцтровочцдя ша^ба; 18—эксцентриковая втулка; 19— стопорная ша^ба
Рис. 6.7. Интерцепторы:
/—носовая часть интерцептора; 2—хвостовая часть; 3—концевой про-
филь; ^/—сотовый заполнитель; 5—дополнительный лонжерон; 6—ос-
новной лонжерон; 7—резиновая лента; 8—тяга управления интерцеп-
торами; 9—сухарь; 10—регулируемый упор; //—перемычка металли-
зации; 12—нервюра крыла
199
рабочей поверхностью рельса в заданных пределах. На осях передних и зад-
них роликовых подшипников имеются полиэтиленовые «дворники», очищающие
рабочие поверхности рельса при перемещениях закрылка.
Шкворень — стальной, установлен -на штампованной балке лонжерона в
стакане в бронзовых втулках, обеспечивающих вращение шкворня вокруг своей
оси. От выпадания из стакана шкворень удерживается снизу гайкой, контря-
щейся двумя стопорными винтами.
На нижней поверхности закрылка расположены два лючка с крышками для
подхода к гайкам шкворней и два обтекателя хвостовых опор. Средние части
обтекателей — съемные для подхода к регулировочным устройствам хвссто-вых
опор. На верхней поверхности по лонжерону предусмотрены два места установ-
ки кронштейнов крепления тросов приспособления для снятия и навески за-
крылка.
Закрылок ОЧК подобен закрылку центроплана, но имеет с 1едующие
отличия: большую длину; на нем установлены три каретки и имеются три хвос-
товые опоры. Кроме лонжерона, установлена задняя балка швеллерного сечения,,
штампованная из листа, на которой закреплены хвостовые диафрагмы нервюр;
лючок для подхода к опоре у рельса № 3 расположен сверху; у рельса № 4
снизу имеется небольшой съемный обтекатель; задняя кромка не имеет прессо-
ванного концевого профиля. Для снятия и навески закрылка на верхней по-
верхности по лонжерону предусмотрены три места установки кронштейнов креп-
ления тросов приспособления.
Интерцепторы (рис. 6.7) — двухлонжеронной конструкции. Два лонжерона,
основной и дополнительный, делят интерцептор на три части: носовую, межлон-
жеронную и хвостовую.
К основному лонжерону прикреплены два кронштейна навески и кронштейн
крепления тяги управления. Болт навески удерживается от проворачивания спе-
циальным фиксатором. Вдоль передней кромки носовой части интерцептора
сверху наклеена резиновая лента, которой интерцептор в убранном (неоткло-
неппом) положении прижимается снизу к обшивке хвостовой части крыла.
Хвостовая часть интерцептора представляет собой сотовую конструкцию.
На кронштейнах навески установлены специальные упоры, а на кронштей-
нах хвостиков нервюр крыла под эти упоры имеются опорные площадки. В уб-
ранном положении интерцептор тягой управления прижимается упорами к опор-
ным площадкам. С помощью регулируемых упоров интерцептор вписывается в
контур крыла. Ввинчивая или вывинчивая специальный болт упора, можно из-
менять положение задней кромки интерцептора в убранном положении по от-
ношению к верхней поверхности крыла.
ОТДЕЛЬНЫЕ ЧАСТИ КРЫЛА
Элероны. Элероном называется рулевая поверхность, распо-
ложенная вдоль задней кромки концевой части крыла и предназ-
наченная для поперечного управления самолетом относительно его
продольной оси.
Элерон (рис. 6.8) каждой половины крыла состоит из трех сек-
ций: внутренней, средней и наружной.
На внутренней секции элерона установлен сервокомпенсатор,
на средней секции — сервокомпенсатор и триммер.
Секции элерона связаны между собой помимо тяг системы уп-
равления специальными стальными сережками, размещенными меж-
ду торцовыми нервюрами секций. Установка сережек обеспечивает
синхронизацию отклонения секций элерона и наиболее рациональ-
ное распределение усилий в тягах управления, связанных с эле-
ронами.
Каждая секция элерона навешена на крыло в трех точках: две
точки навески по торцам и одна в середине секции. В торцовых
200
нервюрах каждой секции имеются узлы с роликовыми подшипни-
ками, в которые входят консольные оси. На каждом стыке секций
элерона одна консольная ось является общей для двух секций. Все
консольные оси, в свою очередь, соединены с соответствующими уз-
лами навески элерона в хвостовой части крыла и удерживаются от
выпадания контровочными болтами. Крепление каждой секции в
середине выполняется с помощью серьги, соединенной двумя болта-
ми с узлом (кронштейном) на хвостике нервюры крыла и через ро-
ликовый подшипник — с болтом (осью) секции элерона. Осевые
нагрузки каждой секции воспринимаются только средними уз-
лами.
Элероны и сервокомпенсаторы имеют весовую балансировку,
которая заключается в том, что центр тяжести элеронов и серво-
компенсаторов совмещается с осью их вращения. Это достигается
установкой грузов, расположенных в носовой части элеронов и сер-
вокомпенсаторов. Весовая балансировка элеронов и сервокомпен-
саторов предотвращает возникновение самоколебаний крыла —
изгибно-элеронного флаттера.
Внутренняя секция элерона — однолэнжгронпой клепаной кон-
струкции с работающей на кручение обшивкой.
К носовому стрингеру прикреплен болтами балансировочный груз из сталь-
ного литья с дополнительными свинцовыми пластинами. Для подхода к балан-
сировочному грузу в носовой части секции имеется съемная обшивка, которая
прикреплена болтами к полкам носового стрингера.
Средний узел навески конструктивно объединен с узлом крепления тяг управ-
ления и прикреплен к лонжерону. На носиках нервюр, окантовывающих вырез
под средний узел навески, установлены накладки из магниевого сплава, с по-
мощью которых обеспечивается необходимый постоянный зазор между боковы-
ми стенками выреза и хвостиком нервюры ОЧК (хвостиком навески). В месте
соединения концевой нервюры с задней балкой установлен узел с проушинами,
который через серьгу соединен с аналогичным узлом средней секции элерона.
На верхней поверхности носовой части секции предусмотрены моста крепления
трех строп для снятия и навески элерона.
Средняя секция элерона по конструкции подобна внутренней, но
имеет следующие отличия: в носовой части установлен механизм управления
триммером; на задней балке установлены три узла навески сервокомпенсатора
и два узла навески триммера; хвостики корневой и концевой нервюр у задней
балки имеют узлы с проушинами, с помощью которых (через серьги) средняя
секция соединяется с внутренней и наружной.
Наружная секция элерона подобна по конструкции внутренней
секции, ио отличается тем, что узел креп тения тяги управления и сретпий узел
навески секции разнесены по размаху; под эти узлы в носовой части сделаны
два выреза; на носиках нервюр, ограничивающих вырез под средний узел навес-
ки, отсутствуют специальные накладки; пет задней балки; на хвостике корневой
нервюры установлен узел с проушиной, с помощью которого через серьгу сое-
диняются наружная и средняя секции; нет места для крепления строп (транс-
портируется вручную).
Сервокомпенсатор (рис. 6.9) является частью элерона, расположен-
ной у задней его кромки. Он предназначен для уменьшения на штурвале уси-
лий от элерона, возникающих при управлении самолетом, и не имеет самостоя-
тельного управления.
.Сервокомпенсатор — пружинного типа, т е. управляется тягами через пру-
жинную стойку, размещенную во внутренней секции элерона. Пружинная стой-
ка установлена с предварительной затяжкой пружины, поэтому работа пружин-
ного сервокомпенсатора разделяется условно на два этапа. На первом этапе,
когда усилие от управления, приходящее на пружинную стойку, меньше усилия
201
Рис. 6,8. Элерон:
а—общий вид элерона; б—узел соединения секций элерона; в—узел навески элерона; г—
узел крепления тяги управления и навески элерона; д—установка балансировочных гру-
зов в носке элерона; 1—внутренняя секция элерона; 2—тяги управления сервокомпенса-
тором внутренней секции; 3—сервокомпенсаторы; 4—тяги управления сервокомпенсатором
средней секции; 5—задняя балка; 6—триммер; 7—наружная секция элерона; 8—механизм
управления триммером; 9—средняя секция элерона; 10—балансировочный груз; 11—лон-
жерон; 12—пружинная стойка сервокомпенсатора; 13—серьга; 14, /5—кронштейны навески
элерона; 16—перемычка металлизации; 17—тяга управления элероном, идущая из ОЧК;
18—качалка сервокомпенсатора
202
4
' 7
Рис. 6.9. Сервокомпенсаторы элеронов:
а—сервокомпенсатор средней секции элерона; б—сервокомпенсатор внутренней секции
элерона; в—узел навески сервокомпенсатора; г—узел крепления тяги управления сервоком-
пенсатором; 1—съемная обшивка; 2—носовая часть; 3—тяга управления сервокомпенсато-
ром; 4—сотовый заполнитель; 5—хвостовая часть; 6—концевой профиль; 7—балансировоч-
ный груз; 8—лонжерон; 9—серьга навески; 10—тяга управления сервокомпенсатором; 11—
обтекатель; 12—элерон
предварительной затяжки пружины, сервокомпенсатор отклоняется одновременно
с рулем на тот же угол, что и элерон. На втором этапе работы усилие, при-
ходящее на пружинную стойку, больше усилия предварительной затяжки пру-
жины. В этом случае сервокомпенсатор отклоняется в сторону, противополож-
ную отклонению элерона, и тем самым уменьшает шарнирный момент элерона,
а следовательно, и усилие на штурвале от элерона. Разгрузка, создаваемая
г.ружинным сервокомпенсатором, пропорциональна не углу отклонения руля, а
усилию в системе управления.
Сервокомпенсаторы установлены на внутренней и средней секциях элеро-
на. Сервокомпенсатор внутренней секции — однолонжеронной конструкции, хвос-
тоная часть представляет собой сотовую конструкцию.
На лонжероне установлены четыре узла, к которым прикреплены стальные
серьги навески сервокомпенсатора. Серьга второго (от корневой нервюры) узла
навески прикреплена к соответствующему узлу на задней балке элерона двумя
болтами, так как этот узел воспринимает осевые нагрузки; остальные серьги —
одним болтом.
К диафрагмам носовой части по всему размаху сервокомпенсатора при-
креплены болтами стальные балансировочные грузы. Обшивка носовой части на
участке между корневой нервюрой и первым узлом навески выполнена съемной
длч подхода к балансировочному грузу при окончательной доводке баланси-
ровки. Боковые стенки выреза под тягу управления закрыты накладками из
фторопласта для уменьшения трения между тягой и стенками выреза. Узел для
крепления тяги управления сервокомпенсатором установлен на нижней поверх-
ности. Сервокомпенсатор средней секции подобен по конструкции сервокомпен-
сатору внутренней секции, но имеет меньшую длину и три узла навески.
Триммер элерона (рис. 6.1'0) является средством аэродинамической
балансировки самолета в поперечной плоскости на установившихся режимах
полета. Он предназначен для уменьшения или полного снятия усилий на штур-
валах при отклоненных в полете элеронах.
Триммер отличается от сервокомпенсатора тем, что им непосредственно
управляет пилот. Для балансировки самолета триммер отклоняется в противо-
положную элерону сторону до тех пор, пока давление на штурвал станет рав-
ным нулю или близким к нему, т. е. пока шарнирный момент элерона не урав-
новесится шарнирным моментом триммера. Управление триммером электричес-
кое. Электромеханизм размещен внутри элерона, поэтому при отклонении эле-
рона триммер сохраняет неподвижное, заданное пилотом положение относитель-
но элерона.
Триммер по конструкции подобен сервокомпенсатору внутренней секции, но»
имеет следующие отличия: имеет меньшую длину; два узла навески и опору
между ними для соединения с валом управления; не имеет балансировочного
груза.
ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ И ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ ЛЮКИ
На верхней и нижней поверхностях крыла, а также в зашивке
щели закрылков и элеронов имеется большое количество люков с
быстросъемными крышками, через которые осматривают во время
эксплуатации проводки к электроагрегатам, соединения трубопро-
водов и проводки систем управления самолетом.
Надписи на люках соответствуют механизмам и монтажам, к
которым обеспечен доступ. Кроме того, имеются внутренние смотро-
вые люки-лазы в некоторых нервюрах и перегородках центроплана
и ОЧК.
Для завершения монтажей топливной арматуры внутри кессо-
нов и обеспечения возможности осмотра и ремонта внутренней по-
лости топливных баков на верхней поверхности крыла, кроме под-
фюзеляжной части центроплана, имеются съемные крышки; снизу
в подфюзеляжной части центроплана — два лаза с крышками.
204-
6
Рис. 6.10. Триммер элерона:
а—общий вид; б—узел навески триммера; в—соединение триммера с валом управления; /—носовая часть; 2—хвостовая часть; 3—сотовый
заполнитель; 4—узел навески; 5—лонжерон; 6—вал управления триммером; 7—серьга навески; 8—задняя опора вала; корпус. шарнира
о тяги; 10—поводок; //—задняя опора; 12—элерон; 13—триммер
Си
ГЕРМЕТИЗАЦИЯ КРЫЛА
Кессоны крыла загерметизированы. Полная герметичность до-
стигается внутришовной герметизацией (между скрепляемыми де-
талями) и поверхностной (поверх швов и стыков с внутренних сто-
рон топливных баков).,
Внутришовная герметизация по всем заклепочным и болтовым
соединениям производится в процессе сборочно-клепальных работ
герметиком УЗО-МЭС-5 шпательной консистенции.
Поверхностная герметизация осуществляется нанесением герме-
тика УЗО-МЭС-5 шпательной консистенции по углам и кромкам со-
прягаемых деталей (нанесения «жгутика») и герметиками кистевой
консистенции УЗО-МЭС-5 и УТ-32 в 5 слоев.
Элементы конструкции кессонов, образующие расходные и
предрасходныс отсеки, герметизируются только поверхностно (все
швы, стыки, пустоты в нервюрах и перегородках покрыты сплош-
ным слоем герметика с внутренних сторон этих отсеков).
По противоотливным нервюрам с обратными клапанами, а так-
же по нервюрам и перегородкам, образующим противоотливные от-
секи, герметизируются (заполняются герметиком) только зазоры
(пустоты) по ребрам и полотнам панелей и поясам лонжеронов и
нервюр.
Для защиты от коррозии внутренней полости топливных баков
вся нижняя поверхность кессонов покрыта сплошным слоем герме-
тика, все лонжероны, нервюры и перегородки покрыты герметиком
на 100 мм от нижней кромки.
Съемные верхние панели, крышки дренажных баков и крышки
нижних лазов герметизируются рифленой резиновой лентой и рези-
новыми кольцами, подложенными под головки болтов.
Для стока воды, попадающей внутрь крыла, закрылков и эле-
ронов в нижней обшивке этих частей сделано 185 дренажных от-
верстий диаметром 6 мм.
Глава 7
ОПЕРЕНИЕ
Оперение — свободнонесущее, стреловидное, выполнено по Т-
образной схеме с горизонтальным оперением, расположенным на
верху вертикального оперения (рис. 7.1).
По стыку горизонтального и вертикального оперения установ-
лен сопрягающий обтекатель, закрепленный на стабилизаторе и
отклоняющийся вместе с ним. Обтекатель закрывает места сочле-
нения вертикального и горизонтального оперения, шарниры и ме-
ханизмы управления стабилизатором и рулем высоты.
На обшивке киля с обеих сторон по краю верхнего обтекателя
нанесены красной краской три штриха для контроля с земли поло-
жения стабилизатора, указывающие отклонение на 0°, —4°30' и
__9\
Горизонтальное оперение состоит из ограниченно подвижного
стабилизатора и отклоняемого руля высоты. Руль высоты состоит
из двух половин, связанных между собой тягами системы управле-
ния. Руль высоты имеет два триммера на каждой половине — руч-
ной и автоматический.
Вертикальное оперение состоит из неподвижного киля и откло-
няемого руля направления. Руль направления снабжен сервоком-
пенсатором и триммером.
Носовые части стабилизатора и киля оборудованы противооб-
леденительными устройствами. В киле размещены антенны радио-
навигационного оборудования, а в верхнем обтекателе стабилиза-
тора — антенна и блоки радиооборудования, импульсный маяк и
хвостовой огонь.
Для удаления влаги и предотвращения коррозии в конструкции
оперения сделано 81 дренажное отверстие.
ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ
Стабилизатор состоит из двух консолей, состыкованных по оси
симметрии специальными перемычками. Стыковка производится по
треугольнику от переднего узла на переднем лонжероне по корне-
вым нервюрам до узлов навески на заднем лонжероне. Для обес-
печения стыковки в корне переднего лонжерона имеется силовой
люк (рис. 7.2).
207
КЗ
о
00
11
Рис. 7.1. Оперение:
а—общий вид; б—передний узел крепления стабилизатора; в—задний узел крепления стабилизатора; 1—винтовой подъемник стабилизато-
ра; 2—обойма с роликами; 3—стальная пластина; 4—передний узел крепления стабилизатора; 5—кронштейн киля; 6—указатель откло-
нения стабилизатора; 7—линейка; 8—киль; 9—обтекатель; 10—стабилизатор; //—руль высоты; 12—внешний триммер; 13—внутренний трим-
мер; 14—триммер руля направления; /5—сервокомпенсатор руля направления; 16— руль направления; /7—верхняя наклонная нервюра ки-
ля; 18—проушины на кронштейне заднего лонжерона киля; 19—ухо на кронштейне заднего лонжерона стабилизатора
Рис. 7.2. Стабилизатор с рулем высоты:
/—передний лонжерон; 2—стенка тепловой камеры противообледенителя; 3—стабилизатор; 4—обойма с роликами; 5—винтовой подъем-
ник стабилизатора; 6— передний узел крепления стабилизатора; 7— задний узел крепления стабилизатора; 8—руль высоты; 9—задний
лонжерон; 10—внутренний триммер; //—кронштейн навески руля высоты; /2—внешний триммер; /3—балансировочный груз в носке руля;
14— приливы для установки статических разрядников
Консоли стабилизатора — клепаной конструкции и состоят из
носовой, межлонжеронной (кессонной) и хвостовой частей и кон-
цевого обтекателя (законцовки) с установленными на нем стати-
ческими разрядниками.
Кессонная часть имеет два лонжерона, набор нервюр, установленных
перпендикулярно заднему лонжерону и набор стрингеров.
Обшивка фрезерована ступенчато вдоль полуразмаха с утолщениями в ме-
стах крепления к каркасу и с усилением лентой на участке крепления к поясу
корьевой нервюры. Верхняя обшивка цельная, нижняя — состоит из трех по-
лос, состыкованных вдоль размаха. Средняя полоса нижней обшивки является
съемной технологической панелью.
Носовая часть — съемная, расположена впереди переднего лонжеро-
на. Две обшивки носовой части, установленные друг от друга на расстоянии,
равном высоте рифта внутренней обшивки, и стенка, идущая вдоль размаха,
образуют тепловую камеру и каналы противообледенительной системы. Внутри
тепловой камеры вдоль передней кромки выделен канал для «теплового ножа».
Тепловая камера разделена глухим носком нервюры № 9 на две секции.
Носовая часть прикреплена к переднему лонжерону болтами. К верхнему
обтекателю носовая часть не крепится, стык герметизируется трубчатым рези-
новым профилем.
Хвостовая часть. К диафрагмам № 9, 13 и 16 хвостовой части при-
креплены кронштейны навески руля высоты. В кронштейны запрессованы роли-
ковые подшипники. По бокам кронштейнов установлены на болтах съемные фре-
зерованные накладки швеллерного сечения, с помощью которых можно в опре-
деленных пределах изменять зазоры в узлах навески руля высоты. На диафраг-
/е по нервюре № 12 установлен винтовой механизм внешнего триммера.
Хвостовая часть прикреплена к поясам заднего лонжерона. На верхней по-
верхности у нервюры № 9 расположен обтекатель тяги управления рулем вы-
соты. Внутренний торец хвостовой части образован корневым кронштейном на-
вески руля высоты. Кронштейн прикреплен к заднему узлу крепления стабили-
затора. Для транспортировки стабилизатора имеются три узла: один узел на-
ходится внутри обтекателя на переднем узле крепления стабилизатора к килю,
два других — на /верхней поверхности левой и правой консолей у заднего лон-
жерона, между нервюрами № 8 и 9. Анкерные гайки под болты крепления строп
закрыты болтами-заглушками.
Верхний обтекатель — веретенообразной формы клепаной конст-
рукции, состоит из съемных носовой и хвостовой частей, состыкованных по
шп. № 10 и 16 со средней частью обтекателя, закрепленной на кессоне стаби-
лизатора. Снизу в обтекателе сделан вырез под верхнюю часть киля. Кромка
выреза окантована металлическим профилем уголкового сечения и резиновым
профилем Р-образного сечения.
Носовая часть обтекателя состоит из антенны (до щи. № б) и носовой ча-
сти (между шп. № 6 и ГО).
Антенна представляет собой металлическую конструкцию, электрически изо-
лированную от остальной части обтекателя стеклотекстолитовой проставкой в ви-
де обечайки, расположенной между шп. № '5 и 6. Через стеклотекстолитовую
обечайку антенна по шп. № 6 прикреплена к основной носовой части обтекателя.
Эта часть обтекателя имеет вырез в нижней обшивке под носовую часть киля.
Носовая часть обтекателя прикреплена к шп. № ГО болтами. Сверху по шп. № 4
и 8 предусмотрены места крепления транспортировочных строп. Анкерные гайки
под крепежные болты строп закрыты болтами-заглушками.
Средняя часть обтекателя расположена между шп. № НО—16 и разделена
кессоном стабилизатора на верхнюю и нижнюю части. Верхняя несъемная часть
обтекателя закреплена на верхней поверхности кессона стабилизатора и имеет
продольный желоб для электропроводки. Между шп. № 16 и 16 установлен им-
пульсный маяк и кронштейн с проушиной для крепления предохранительного
троса при работе на стабилизаторе обслуживающего персонала.
Нижняя часть обтекателя состоит из правой и левой симметричных поло-
вин, между которыми входит кессон киля. Каждая половина на участке между
210
шп. № 1'0—15 имеет съемную панель, которая прикреплена к нижней поверхно-
сти стабилизатора, к шп. № Ь0—>15 и полушп. № 11—'14.
Хвостовая часть верхнего обтекателя расположена за шп. № 16 и образо-
вана кольцевыми шпангоутами и обшивкой. По бокам хвостовой части имеются
съемные пилоны, продолжающие обводы руля высоты. Хвостовая часть закан-
чивается хвостовым коком, в котором установлен хвостовой огонь.
Руль высоты состоит из двух половин (левой и правой), связанных между
собой тягами системы управления, имеет весовую балансировку, аэродинами-
ческую осевую компенсацию и триммеры. Ось вращения руля проходит за ос-
новным лонжероном. На каждой половине руля установлено по два триммера:
триммер ручной балансировки (внутренний) и триммер автоматической баланси-
ровки (наружный). Внутренним триммером пилот по желанию может снять
усилие со штурвала (при отключенном автопилоте). Внешним триммером сни-
мается усилие с рулевой машины автопилота.
Каждая половина руля высоты навешена на пяти узлах, два из которых —
торцовые. Концевой узел навески воспринимает осевые нагрузки. Болт навески
корневого узла — полый, так как через неги проходят тросы управления внут-
ренним триммером. По всем узлам навески установлены перемычки металлиза-
ции. Изгиб и поперечная сила воспринимаются лонжероном, кручение •— об-
шивкой.
На лонжероне установлены кронштейны узлов навески руля, рычаг управ-
ления рулем и кронштейн крепления качалки управления внешним триммером.
Кронштейны узлов навески № 1 и 5 прикреплены и к торцовым нервюрам.
На кронштейне узла № il установлены ролики для тросов управления внутрен-
ним триммером, проходящих через полый болт навески этого узла. В стенке
основного лонжерона имеются отверстия для кронштейнов навески, установлен-
ных в хвостовой части стабилизатора, а также отверстия для тяг и тросов уп-
равления триммерами. К передней стенке прикреплены болтами балансировочные
грузы, на дополнительном лонжероне установлены штыри навески триммеров
(по четыре штыря на каждый триммер), в которые впрессованы шарнирные под-
шипники. Лобовая обшивка носка — стальная, съемная для подхода к балан-
сировочным грузам. Задняя кромка хвостовой части (вне триммеров) образова-
на концевым профилем с приливами для статических разрядников.
Между узлами навески № 1 и 2 установлены винтовой механизм и тяга
управления’ внутренним триммером, около узла навески № 3 — качалка (на ос
новном лонжероне) и тяга управления внешним триммером. Винтовой механизм
управления внешним триммером расположен в хвостовой части стабилизатора
•и прикреплен к диафрагме № 12.
На верхней поверхности руля предусмотрены места (отверстия с анкерными
гайками) крепления строп транспортировочного приспособления. Отверстия за-
крыты болтами-заглушками.
Триммер (рис. 7.3). Внутренний триммер образован двумя боковинами
из магниевого сплава, соединенными заклепками. На верхней поверхности трим-
мера установлены четыре кронштейна навески, в носовой части по всему раз-
маху размещены стальные балансировочные грузы. Рычаг управления триммером
прикреплен к верхней поверхности триммера и закрыт съемным обтекателем.
Вблизи обтекателя установлена перемычка металлизации.
Конструкция внешнего триммера подобна внутреннему и отличается только
расположением рычага для крепления тяги управления.
ВЕРТИКАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ
Киль — стреловидный, клепаной конструкции, состоит из трех-
лонжеронного кессона, носовой и хвостовой частей и элементов
стыка киля с фюзеляжем (рис. 7.4). Верхнюю часть киля замыка-
ет наклонная нервюра, обеспечивающая возможность отклонения
стабилизатора вниз до угла, равного —9°. На пересечении осей
заднего лонжерона и наклонной нервюры расположен основной
задний узел навески стабилизатора. Снизу кессонная часть киля
211
212
1-1
имеет замыкающий пояс, на котором заделаны обшивка, стрингеры
и пояса лонжеронов и к которому крепятся девять пар стыкующих
элементов. Стыкующие элементы проходят внутрь фюзеляжа и
крепятся к соответствующим шпангоутам. Своей нижней полкой
замыкающий пояс крепится болтами к обшивке и шпангоутам фю-
зеляжа.
Силовой кессон состоит из переднего, среднего и заднего лон-
жеронов, набора нервюр, перпендикулярных заднему лонжерону,
набора стрингеров и обшивки.
Обшивка правого борта выполнена из трех частей, левого — из
восьми, включая две съемные технологические панели для доступа
внутрь кессона, изготовленные фрезерованием с утолщением под
крепежные болты по линии стыков. В стенке переднего лонжерона
у корня сделано закрытое кожухом отверстие для хвостовой опоры,
в верхней части установлен узел, к которому крепится винтовой
подъемник стабилизатора и кронштейн электромеханизма винтово-
го подъемника. В передней части верхней наклонной нервюры уста-
новлена фрезерованная стальная направляющая стойка с бокови-
нами двутаврового сечения. Между боковинами по закрепленным
на них стальным полированным пластинам катаются упорные ро-
лики, помещенные в обойму на переднем узле крепления стабили-
затора. На левой (по полету) боковине направляющей стойки на-
несена шкала отсчета углов отклонения стабилизатора; указателем
для нее является стрелка в обойме роликов, перемещающаяся
вместе со стабилизатором. Наблюдать за шкалой и стрелкой мож-
но через левые боковые люки в обшивке и стенке колодца носовой
части верхнего обтекателя. К хвостовым частям силовых нервюр
№ 12, 16 и 19 прикреплены кронштейны навески руля направле-
ния.
В обшивке кессона на правой и левой сторонах между средним
и задним лонжеронами и нервюрами № 13—16 сделаны вырезы под
щелевые антенны радионавигационного оборудования. Вырезы за-
крыты крышками из стеклотекстолита. В обшивке правого борта
между нервюрами № 14 и 15 имеется люк с крышкой на болтах
для монтажа этих антенн. Для подъема и транспортировки киля
(как с рулем направления, так и без него) с каждой стороны кес-
сона предусмотрены места для присоединения транспортировочных
узлов. Отверстия под болты крепления транспортировочных узлов
закрыты болтами-заглушками.
Носовая часть состоит из двух съемных секций. Две обшивки, уста-
новленные друг от друга на расстоянии, равном высоте рифта внутренней об-
шивки. и стенка, идущая вдоль размаха, образуют тепловую камеру и каналы
противообледенительной системы. Внутри тепловой камеры вдоль передней
кромки выделен канал для «теплового ножа», образованный наружной обшив-
кой и профилем [_-образного сечения.
В крышке нижнего правого люка между носками № 2—3 сделаны жалюзи
для выхода горячего воздуха из носовой части. В носовой части киля выше
носка № 1>5 размещены электромеханизм привода винтового подъемника ста-
билизатора и нижняя часть подъемника.
Гребень киля — съемный, клепаной конструкции. Он расположен на
213.
д)
верхней части фюзеляжа между передним лонжероном киля, нижней секцией
носовой части и гребнем фюзеляжа.
Хвостовая часть. К диафрагмам, установленным по силовым нер-
вюрам № 12, 16 и 19, прикреплены кронштейны навески руля направления.
Но бокам кронштейнов по нервюрам № 16 и 19 установлены на болтах съем-
ные фрезерованные накладки швеллерного сечения, с помощью которых можно
в определенных пределах изменять зазоры в узлах навески руля направления.
В боковой обшивке по правому и левому бортам имеется по три люка для
монтажа и осмотра кронштейнов навески руля направления, а по левому бор-
ту — пять смотровых люков с откидными крышками для подхода к тягам уп-
равления.
Верхняя опора руля направления расположена выше верх-
него торца руля направления и прикреплена болтами к заднему узлу крепле-
ния стабилизатора на заднем лонжероне. Для подхода к болту узла навески
руля направления в боковой обшивке верхней опоры по правому и левому бор-
там предусмотрены люки.
Нижняя опора руля направления расположена за задним
лонжероном между хвостовой частью киля и нижним торцом руля направле-
ния. В стенках верхней и нижней балок сделаны отверстия для тяг и тросов
системы управления. К верхней балке и задней стенке прикреплен кронштейн
корневого узла навески руля направления. На верхней балке установлен упор
рычага торсионной пружины руля направления. Нижняя опора крепится к зад-
нему лонжерону.
Руль направления. Для уменьшения влияния деформаций киля на его ра-
боту он состоит из двух секций, состыкованных между собой в двух точках, что
обеспечивает синхронизацию секций в работе. На нижней секции руля уста-
новлен сервокомпенсатор, на верхней — триммер.
Руль навешен на киль на пяти узлах, два ,из которых торцовые. Нижний
торцовый узел навески воспринимает осевые нагрузки. Во всех узлах навески
установлены перемычки металлизации.
Сервокомпенсатор снабжен пружинной стойкой и служит для уменьшения-
усилий на педалях при управлении рулем. Пружинная стойка размещена в нос-
ке нижней секции руля, через качалку тягой соединена с сервокомпенсатором,
который при отклонении руля поворачивается в противоположную сторону. Пру-
жинная стойка имеет предварительное поджатие пружин, поэтому сервокомпен-
сатор включается в работу при отклоненном руле, когда усилие от управления,
которое приходит на пружинную стойку, становится больше усилия предвари-
тельной затяжки пружин.
Триммер руля является средством балансировки самолета, с помощью ко-
торого пилот по' желанию может уменьшить давление на педали. В отличие от
сервокомпенсатора триммер имеет самостоятельное управление от электромеха-
ника, размещенного внутри верхней секции руля; поэтому при отклонении руля
триммер сохраняет неподвижное, заданное пилотом положение. Триммер, буду-
чи отклонен относительно руля, сам отклоняет руль и держит его в отклонен-
Рис. 7.4. Киль с рулем направления:
а—общий вид; б—установка сервокомпенсатора; в—установка торсионной пружины; г—уста-
новка механизма стопорения рулей; д—установка электромеханнизма триммера; 1—киль; 2—
стенка тепловой камеры противообледенителя; 3—передний лонжерон; 4—средний лонжерон;
5—задний лонжерон; 6— кронштейн крепления винтового подъемника стабилизатора; 7—пе-
редний узел крепления стабилизатора; 3—задний узел крепления стабилизатора; 9—концевой
узел навески руля направления; 10— кронштейн навески; 11—стопор-ограничитель поворота
руля направления; 12— корневой узел навески руля направления; /3—упор рычага торсион-
ной пружины; 14—стыковые профили киля; 15—рычаг с роликом; 16—торсионная пружина;
77—руль направления; 18—пружинная стойка сервокомпенсатора; 19—качалка; 20—тяга уп-
равления рулем направления; 21—тяга сервокомпенсатора; 22—сервокомпенсатор; 23— конце-
вой узел навески руля; 24—балансировочный груз; 25—триммер; 26— электромеханизм стопо-
рения рулей направления и высоты; 27—концевой выключатель; 23—стержень-засов; 29—
тяга; 30—качалка; 31—электромеханизм триммера
215-
>юм положении. Таким образом, триммер как бы заменяет действие пилота
при длительном полете на установившемся режиме.
В носовой части нижней секции руля установлен стопор-ограничитель,
служащий для ограничения углов отклонения руля при управлении и забросах
ею от порывов ветра, а также для совместного стопорения рулей направления
и высоты на стоянке. Ограничение отклонения руля направления и стопорение
.рулей производятся стопором, выдвигаемым элект'ромёхЯИИзмом.
Ось вращения руля проходит за основным лонжероном. Основной лонже-
рон разрезан на две части, шарнирно соединенные в одной точке с помощью
кронштейнов, стоящих на лонжероне по стыку секций, и болта, проходящего че-
рез шариковый подшипник. К лонжерону прикреплены кронштейны узлов на-
вески руля и плита-кронштейн дЛЯ крепления качалки управления рулем. На пе-
реднем лонжероне установлены ?рубы с электропроводкой к электромеханиз-
мам. На передней стенке в районе корневой нервюры на кронштейнах уста-
новлена торсионная пружина, представляющая собой стальной стержень, к ко-
торому прикреплен рычаг с роликом. Пружина включается в работу, когда угол
отклонения руля равен 15°. При этом ролик рычага упирается в упор на ниж-
ней опоре руля направления и при дальнейшем увеличении угла отклонения ры-
чаг начинает закручивать пружину, препятствующую забросу руля. Это необхо-
димо при возникновении обратного' действия руля на режиме скольжения вслед-
ствие его перекомпснсации. К передней стенке прикреплены болтами баланси-
ровочные грузы из чугуна. На дополнительном лонжероне установлены пять
кронштейнов навески сервокомпенсатора и три кронштейна навески триммера.
Вблизи дополнительного лонжерона находится вторая точка крепления руля.
•Стыковое соединение секций в этой точке выполнено с помощью болтов, двух
кронштейнов, серьги и вилки.
Нервюры № 10 и d i — силовые. На верхней концевой нервюре установлен
кронштейн с роликовым подшипником, в который входит консольный болт на-
вески.
Обшивка носовой части стыкуется на ленте с обшивкой хвостовой части на
основном лонжероне. В носовой части имеется съемная стальная лобовая об-
шивка для подхода к балансировочным грузам. Лобовая обшивка прикреплена
к передней стенке болтами.
На поверхности руля предусмотрены отверстия в обшивке с анкерными гай-
ками для крепления приспособления транспортировки. Отверстия закрыты бол-
тами-заглушками.
Сервокомпенсатор (рис. 7.5) — однолонжеронной конструкции, с
правого борта имеет рычаг для крепления тяги управления, закрытый обтека-
телем. Задняя кромка сервокомпенсатора образована концевым профилем из
магниевого сплава. В носовую часть вклепаны стальные пластины (балансиро-
вочный груз).
На лонжероне установлены пять кронштейнов, которыми сервокомпенсатор
навешивается на руль. Болты навески изготовлены так, чтобы обеспечивалось
их вращение во внутренних кольцах подшипников штырей. С этой целью ци-
линдрические поверхности болтов навески хромированы.
Вблизи обтекателя рычага крепления тяги (на наружной поверхности) уста-
новлена перемычка металлизации.
Триммер (см. рис. 7.5) конструктивно подобен сервокомпенсатору, но
имеет следующие отличия: меньше по длине, отсутствуют стальные балансиро-
вочные грузы и навешивается на руль в трех точках.
СТЫКОВОЕ СОЕДИНЕНИЕ СТАБИЛИЗАТОРА И КИЛЯ
Стабилизатор установлен над килем на шарнирах. Узлов креп-
ления три: передний узел расположен впереди переднего лонжеро-
на стабилизатора, два других — на заднем лонжероне стабили-
затора.
Передним узлом стабилизатор прикреплен к установленному на
переднем лонжероне киля механизму, отклоняющему стабилиза-
216
217
тор, задними — к двум узлам на заднем лонжероне киля. Шарни-
ры задних узлов образуют ось вращения стабилизатора.
В верхней части переднего узла крепления стабилизатора име-
ются две пары отверстий для крепления верхнего конца винтового
подъемника и стропы приспособления для снятия и установки ста-
билизатора. В отверстия для винтового подъемника запрессованы
стальные втулки под стыковой болт крепления подъемника к ста-
билизатору. Чтобы стабилизатор не перемещался в горизонтальной
плоскости в нижней части переднего узла крепления стабилизато-
ра установлена обойма с роликами, перемещающимися (вместе со
стабилизатором) вдоль направляющей стойки, установленной на
киле. Направляющая стойка стальная, состоит из двух боковин
двутаврового сечения. С внутренней стороны каждой боковины ус-
тановлены полированные стальные пластины, по которым катаются
ролики. С внешней стороны левой боковины направляющей стойки
установлена шкала отсчета углов отклонения стабилизатора.
Задние узлы крепления стабилизатора образованы проушинами
стабилизатора, соединенными с ответными проушинами (вилками)
киля стыковыми болтами. В проушины стабилизатора впрессова-
ны бронзовые втулки. Чтобы стыковые болты не проворачивались,
на крайних проушинах вилок (с их внешних сторон) предусмотре-
ны упоры в виде приливов.
ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ И ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ ЛЮКИ
Для обслуживания элементов противообледенительной системы,
радионавигационного оборудования, элементов системы управло
ния, узлов навески, а также для подхода к различным стыковым
узлам конструкции оперения и рулей в агрегатах оперения имеют-
ся эксплуатационные люки и предусмотрены съемные технологиче-
ские панели.
Глава 8
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Силовая установка на самолете представляет собой совокуп-
ность двигателей с их агрегатами, систем и устройств, необходи-
мых для обеспечения работы двигателя.
В силовую установку самолета Ил-62 входят четыре двухкон-
турных турбореактивных двигателя НК-8-4, гондолы двигателей,
система запуска, система питания топливом, системы управления
и контроля работы двигателей, противопожарные системы (рис. 8.1).
Двигатели расположены в хвостовой части самолета, по два
двигателя с обеих сторон фюзеляжа.
Внешние двигатели № 1 и 4 снабжены реверсивными устройст-
вами.
Установленный на самолете Ил-62 турбореактивный двигатель
НК-8-4 является двухконтурным (коэффициент двухконтурности
т=1), двухкаскадным газотурбинным двигателем со смешением
потоков наружного и внутреннего контуров, что обеспечивает хо-
рошую экономичность на крейсерском режиме и пониженный уро-
вень шума.
Двигатель имеет входной направляющий аппарат, двухступен-
чатый вентилятор, двухступенчатый компрессор низкого давления,
шестиступенчатый компрессор высокого давления, кольцевую каме-
ру сгорания со 139-ю форсунками, одноступенчатую турбину высо-
кою давления и двухступенчатую турбину низкого давления (вра-
щающие соответственно компрессор высокого давления и компрес-
сор низкого давления с вентилятором), реверсивное устройство с
реактивным соплом (на двух внешних двигателях) и выхлопные
трубы (на двух внутренних двигателях). Вентилятор с двухсту-
пенчатым компрессором и турбиной низкого давления, установлен-
ные на одном валу, образуют ротор низкого давления (НД); ше-
стист}пенчатый компрессор и турбина высокого давления, установ-
ленные на втором валу, образуют ротор высокого давления (ВД).
Роторы НД и ВД давлений механической связи между собой не
имеют, они связаны только газодинамически.
Реверсивное устройство изменяет прямую тягу двигателя на
обратную и обеспечивает торможение самолета при посадке и пре-
рванном взлете, особенно в случаях, когда взлетная полоса мокрая
пли обледеневшая (эффективность колесных тормозов понижена).
219
Рис. 8.1. Установка двигателя НК-8-4 (компоновка, вид слева):
/—тросы управления режимами двигателя; 2—сигнализатор обледенения; 3—маслобак; 4—передний узел крепления двигателя; 5—зад-
ний узел крепления двигателя; 6—обогревной носок воздухозаборника; 7—патрубок отвода воздуха из обогревного носка; 8— патрубок
подвода воздуха на обдув генератора; 9—воздушные заслонки; 10— патрубок отвода воздуха из привода постоянных оборотов; 11—при-
вод постоянных оборотов; 12—топливомасляный радиатор; 13—распределитель топлива; 14—клапан пускового топлива; 15—агрегат дози-
ровки топлива; 16—рычаг управления двигателем; 11—цилиндр реверса; 18—решетка реверса
Величина полной обратной тяги составляет 3000 кгс (2943 Н) и
обеспечивается при работе двигателя на режиме 0,7 номинала.
В процессе работы двигателя встречный поток воздуха посту-
пает через воздухозаборный канал в передней части гондолы в дви-
гатель, подходит к вентилятору, сжимается в нем, после чего за
вентилятором разделяется на два потока — внешний и внутрен-
ний.
Внешний поток воздуха, проходя по внешнему контуру двига-
теля до камеры смешения, препятствует созданию высокой темпе-
ратуры на внешней оболочке двигателя. В камере смешения этот
воздух смешивается с газом, поступающим из внутреннего конту-
ра, и затем выбрасывается из двигателя через выхлопную трубу.
Внутренний поток воздуха поступает последовательно в комп-
рессоры низкого и высокого давлений, затем в камеру сгорания,
где разделяется на первичный и вторичный потоки. В первичный
поток воздуха через рабочие форсунки впрыскивается топливо, вос-
пламеняемое запальными свечами. Вторичный поток воздуха ох-
лаждает стенки камеры сгорания и постепенно смешивается с про-
дуктами сгорания для получения необходимой температуры газа
перед турбиной. Из камеры сгорания газ поступает последователь-
но на турбины высокого и низкого давлений, отдает им часть сво-
ей энергии, обеспечивая вращение обоих роторов. Затем он попа-
дает в камеру смешения, где смешивается с воздухом, поступив-
шим из внешнего контура, и выбрасывается из двигателя через
выхлопную трубу, благодаря чему создается положительная тяга.
На двух внешних двигателях газ после турбин и камеры сме-
шения поступает в устройство для реверсирования тяги, которое
позволяет путем поворота двух секторовидных створок преградить
ему прямой выход через выхлопную трубу и открыть выходы че-
рез верхнее и нижнее окна, снабженные направляющими решетка-
ми. Через эти окна газ направляется вперед под углом к оси дви-
гателя, благодаря чему и создается обратная тяга.
На двигателе (см. рис. 8.1) имеются агрегаты и системы, кото-
рые разделяются на две группы — двигательные и самолетные.
Двигательные агрегаты и системы служат для обеспечения нор-
мального функционирования двигателя, самолетные — для питания
соответствующих систем самолета, обеспечивающих работоспособ-
ность самолета и жизнедеятельность пассажиров и экипажа.
К основным двигательным системам и агрегатам относятся: сис-
тема питания топливом, система смазки, система автоматического
регулирования, система запуска, система управления двигателем и
реверсивным устройством, система автоматической защиты двига-
теля от перегрева, система противообледенения входного направ-
ляющего аппарата (ВНА) и кока, система тушения пожара внут-
ри двигателя, реверсивное устройство, а также датчики системы
контроля параметров и аварийной сигнализации.
Каждая из перечисленных двигательных систем состоит из ряда
агрегатов и связана (кроме систем автоматического регулирова-
ния, смазки и противообледенения) с соответствующими самолет-
221
ними системами, обеспечивающими функционирование этих двига-
тельных систем.
На двигателе также имеются фланцы для отбора воздуха от
компрессора двигателя для питания систем кондиционирования и
нротивообледенения.
Установленные на двигателе самолетные приводные агрегаты
размещены на коробке приводов, которая находится снизу в пе-
редней части двигателя и крепится к передней стенке маслоагрега-
га. К самолетным приводным агрегатам относятся генератор пе-
ременного тока с приводом постоянных оборотов, гидронасос и
тахогенератор, работающий в системе автоматического управления
запуском двигателя.
За самолетной коробкой приводов и маслоагрегатом находится
моторная коробка приводов с двигательными приводными агрега-
тами, к которым относятся: подкачивающий топливный насос,
топливный насос-датчик, агрегат дозировки топлива, датчик тахо-
метра для замера частоты вращения ротора ВД, центробежный
суфлер и откачивающий маслопасос.
Для контроля за состоянием двигателя в процессе его работы
на двигателе и на самолете имеются бортовые приборы, позволяю-
щие экипажу оценить исправность двигателя на земле и в полете
по величине основных параметров, характеризующих состояние
двигателя и режим его работы; сигнальные устройства, извещаю-
щие экипаж о ненормальном функционировании тех или иных сис-
тем двигателя; датчики, выдающие электрические сигналы в сис-
тему автоматического контроля.
На двигателе устанавливаются только датчики, преобразую-
щие параметры двигателя в электрические величины. Указатели
бортовых приборов, светосигнальные табло и свётосигнализаторы
размещаются в кабине экипажа.
На двигателе предусмотрен контроль следующих параметров:
частота вращения ротора ВД, частота вращения ротора НД, поло-
жение рычага управления двигателем, давление топлива перед
форсунками, давление масла на входе в двигатель, температура
масла па входе в двигатель, температура газов за турбиной дви-
гателя, температура газов перед турбиной НД, количество масла
в баке, расход топлива, виброскорость по опорам двигателя, тем-
пература масла на выходе из задней опоры, давление в полости
средней опоры, давление за компрессором, а также выдача следую-
щих сигналов сигнализации: перегрев лопаток, минимальный уро-
вень масла, заправка окончена, превышение нормы вибрации, опас-
ная вибрация, минимальное давление топлива, минимальное давле-
ние масла, клапаны открыты, РН?\ настроен на запуск, пожар дви-
гателя, обледенение, обогрев включен, запуск идет, замок реверса
открыт, реверс включен, топливный фильтр не работает, стружка
в масле, опасная температура подшипников роторов ВД и НД.
222
СИСТЕМА ЗАПУСКА ДВИГАТЕЛЯ
Запуск двигателя осуществляется путем раскрутки его ротора
ВД до определенной частоты вращения с помощью воздушного
стартера, подачи в строго определенный момент в камеру сгорания
пускового и рабочего топлива в смеси с воздухом, воспламенения
топлива и последующего вывода двигателя на режим малого газа.
Перечисленные этапы процесса запуска должны быть взаимно
строго регламентированы по времени.
Система запуска двигателя обеспечивает: автоматический за-
пуск на земле, холодную прокрутку, ложный запуск, запуск в по-
лете и прекращение запуска на земле.
Весь процесс запуска двигателя и вывода его на режим мало-
го газа осуществляется полностью автоматически нажатием кнопки
запуска.
Раскрутка ротора двигателя до определенной частоты враще-
ния производится воздушной турбиной привода постоянных обо-
ротов ППО-62М, в которую с использованием трубопроводов сис-
темы кондиционирования подается сжатый воздух от бортовой
вспомогательной силовой установки или от наземной установки
воздушного запуска, или от одного из работающих двигателей
(рис. 8.2).
В качестве пускового топлива используется рабочее топливо,на
котором эксплуатируется двигатель.
В камеру сгорания двигателя топливо подается подкачивающи-
ми топливными насосами, установленными в баках самолета, и
топливными насосами, установленными на двигателях.
Для обеспечения автоматического запуска и выхода на режим
малого газа двигатель оборудован системой, в которую входят
следующие агрегаты и узлы:
турбина привода постоянных оборотов, используемая в качестве
пневматического пускового агрегата для раскрутки ротора высо-
кого давления;
автомат запуска агрегата дозировки топлива, служащий для
подачи при запуске рабочего топлива по заданному закону в зави-
симости от величины давления воздуха за компрессором ВД;
электромагнитный клапан агрегата дозировки топлива для за-
держки подачи рабочего топлива при запуске до достижения опти-
мальной частоты вращения;
два воспламенителя пускового топлива с нагревательными эле-
ментами для облегчения воспламенения топлива при запуске в по-
лете и при отрицательных температурах окружающего воздуха;
электромагнитный клапан пускового топлива для открытия и
прекращения подачи топлива к воспламенителям:
система зажигания, состоящая из агрегата зажигания и двух
эрозионных свечей поверхностного разряда, установленных в вос-
пламенителях;
импульсатор, обеспечивающий импульсное питание электромаг-
нита клапана пускового топлива (импульсную подачу топлива);
223
224
От 2-го контура
От 2-г о контура
Рис. 8.2. Схема запуска двигателя (воздушная):
/—исполнительная заслонка регулятора расхода воздуха; 2—обратный
клапан; 3—штуцер подключения наземной установки воздушного за-
пуска; 4—заслонка противообледенителей крыла; 5—панель ПКО-
62Ф; 6—панель АПД-62Ф; 7—импульсатор; 8—исполнительная за-
слонка ограничителя расхода воздуха; 9—воздухо-воздушный радиа-
тор охлаждения; 10—заслонка включения правой подсистемы конди-
ционирования; 11—заслонка кольцевания; 12—датчик манометра да-
вления воздуха; 13—заслонка противообледенителей оперения; 14—
люк для подачи воздуха к ВСУ; 15—заслонка включения обогрева
ВСУ; 16—заслонка включения левой подсистемы кондиционирования
система автоматического управления запуском (рис. 8.3) для
регламентации процесса запуска по оборотам ротора ВД с дубли-
рованием команд по времени.
Агрегаты системы запуска размещены в следующих местах:
на двигателе (рис. 8.4) установлены привод постоянных оборотов,
агрегат зажигания, электромагнитный клапан автоматической по-
дачи топлива (в агрегате дозировки топлива АДТ-8-4), клапан пус-
кового топлива с электромагнитом, пусковые свечи, воспламените-
ли, пусковые и рабочие форсунки; в гондоле двигателей — пере-
крывные заслонки и шарнирные компенсаторы; в электроотсеке на
стенке шп. № 78 — импульсаторы.
Штуцер подключения наземного источника воздуха установлен
на шп. № 45.
Агрегаты управления запуском, элементы сигнализации и при-
боры контроля расположены на панели запуска на левом пульте
пилота, а также на центральном и потолочном пультах (рис. 8.5).
Система запуска допускает проведение пяти запусков двигате-
ля, следующих один за другим после остановки роторов.
При запуске двигателя в полете турбина привода постоянных
оборотов не включается, а раскрутка обоих роторов призводится
от авторотации.
Двигатель запускается нажатием кнопки «Запуск в полете» и
переводом рычага управления двигателем в положение «Малый
газ». Система зажигания, клапан пускового топлива, импульсатор
п нагревательные элементы воспламенителей включаются в начале
запуска, а отключаются панелью по истечении 35 с.
Процессы холодной прокрутки двигателя, ложного запуска и за-
пуска в полете регламентируются только по времени с помощью
программного механизма автоматической панели двигателя.
Аварийное прекращение процесса запуска на земле возможное
любой момент переводом рычага управления двигателем (РУД) в
положение «Стоп» и нажатием кнопки «Отключение пусковых аг-
регатов».
Система автоматического управления запуском двигателя (см.
рис. 8.3), входящая в систему запуска, состоит из тахогенератора,
панели команд по оборотам (ПКО) и автоматической панели дви-
гателя (АПД) и является устройством, регламентирующим запуск
двигателя по оборотам тахогенератора с дублированием по време-
ни программного механизма автоматической панели двигателя.
Автоматические панели двигателя (см. рис. 8.4) установлены в
электроотсеке на стенке шп. № 78, панели ПКО-62Ф — в электро-
отсеке на левом и правом бортах между шп. № 79 и 80, тахоге-
нератор ТГ-6Т крепится на коробке приводов двигателя.
Тахогенератор выдает на вход ПКО переменное напряжение с
частотой от 0 до 780 Гц, изменяющейся прямо пропорционально
частоте вращения ротора двигателя. ПКО выдает стабильные
команды по частоте вращения тахогенератора в АПД, которая рег-
ламентирует процесс запуска по командам тахогенератора и пане-
ли команд по частоте вращения. Кроме того, автоматическая па-
8
1564
225
Редере
Прогрев Зажигание
Управление
заслонкой запуска.
Рис. 8.3. Принципиальная электросхема системы автоматического запуска дви-
гателя:
1—светосигнализатор «Реверс включен»; 2—светосигнализатор «Замок реверса открыт»;
3—кнопка запуска на земле; 4—кнопка прекращения запуска; 5—переключатель рода ра-
бот; 6—кнопка запуска в воздухе; 7—выключатель «Обогрев восплам,—Отключ.»; в—све-
тосигнализатор «Панель запуска работает»; 9—светосигнализатор клапанов перепуска;
10—светосигнализатор положения регулятора РНА-45; И—светосигнализатор «Заслонка за-
пуска закрыта»; 12—выключатель блокировки по запуску в системе кондиционирования
воздуха; 13—реле проверки светосигнализаторов; 14—кнопка проверки светосигнализаторов;
15—реле времени реверса; 16—реле блокировки клапана останова двигателя; 17—контактор
включения подогревателей; 18—реле блокировки заслонок запуска; 19—кнопка открытия
заслонки запуска; 20—реле останова двигателя; 21—реле створок реверса; 22—реле блоки-
ровки реверса; 23—реле включения клапана останова; 24— блок защиты и управления
БЗУ-62Б; 25—реле включения заслонки запуска; 26—электромеханизм заслонки запуска;
27—реле блокировки по оборотам; 28—электромагнитный клапан останова; 29—концевой
выключатель включения автомата времени; 30—концевой выключатель створок реверса;
3/—концевой выключатель замка реверса; 32—подогрев левого запального устройства; 33-
подогрев правого запального устройства; 34—электромагнитный клапан пускового топлива;
35—катушка зажигания; 35—электромагнитный клапан включения привода ППО-62М; 37—
концевой выключатель клапанов перепуска; 38—концевой выключатель положения регуля-
тора РНА-45; 39—тахогенератор ТГ-6Т; АПД-62Ф—панель автоматического запуска дви-
гателя; ПКО-62Ф—панель выдачи команд по оборотам; И-2—импульсатор
226
оо
- Z J 4
Рис. 8.4. Размещение агрегатов системы запуска двигателей и вспомогательной силовой установки (ВСУ):
1—панель выдачи команд по оборотам ПКО-62Ф; 2—агрегат зажигания КНИС-222; 3—агрегат управления клапанами перепуска АУП-8-4;
4—воспламенитель; 5—импульсатор И-2; 6—ВСУ; 7—клапан пускового топлива; S—тахогенератор ТГ-6Т; 9—привод постоянных оборотов
ППО-62М; 10— панель автоматического запуска двигателя АПД-62Ф; //—панель запуска ВСУ; 12— панель запуска двигателей; 13—пульт
левого пилота
Рис. 8.5. Размещение приборов контроля, элементов управления и сигнализации системы запуска двигателей и ВСУ в
кабине экипажа:
/—переключатель «Запуск—Кондицион.»; 2—выключатель включения обогрева воспламенителя; 3—кнопка открытия заслонок запуска; 4—
светосигнализаторы положения заслонок запуска; 5—переключатель рода работ двигателей; 6—светосигнализаторы работы панели запус-
ка; 7—кнопки запуска двигателей; 8—кнопки прекращения запуска; 9—переключатели режимов РТА; /0—переключатель рода работ ВСУ;
П—переключатель положения заслонки; /2—кнопка останова ВСУ; 13—кнопка запуска ВСУ; 14—светосигнальное табло; /5—главный вы-
ключатель запуска; 16—выключатель насоса подкачки; /7—панель с указателями угла поворота РУД; 18—кнопки запуска двигателей в
воздухе
нель двигателя с помощью программного механизма дублирует по
времени процесс запуска.
На различных режимах запуска автоматическая панель двига-
теля выдает команды, продолжительность которых приведена
ниже.
Запуск двигателя на земле Начало, с Конец, с
Включение электромагнитного клапана останова дви-
гателя . . . ..........................О 28 ±1,5
Включение электромагнита воздушной заслонки пус-
кового агрегата .................................О 65 ±3
Включение агрегата зажигания...................О 40±2,5
Включение подогревателей запальных устройств через
контактор . . . . ....................О 40±2,5
Включение электромагнитного клапана пускового топ-
лива . . . . . ....................12±1 40±2,5
Полный цикл работы панели . . ... О 66±3
Ложный запуск двигателя
Включение электромагнитного клапана останова дви-
гателя ....................................... 0 28 ±1,5
Включение электромагнита воздушной заслонки пус-
кового агрегата . . ........................О 65 ± 3
Включение электромагнитного клапана пускового топ-
лива ......................................12± 1 40 ±2,5
Полный цикл работы панели..................... 0 66±3
Холодная прокрутка двигателя
Включение электромагнитного клапана останова дви-
гателя . . . .......................... 0 28 ±1,5
Включение электромагнита воздушной заслонки пуско-
вого агрегата . . . .................... 0 65 ±3
Полный цикл работы панели ..................... 0 66 ±3
Запуск двигателя в полете
Включение агрегата зажигания .................. 0 35 ±2
Включение подогревательных запальных устройств че-
рез контактор . ............................. 0 35 ±2
Включение электромагнитного клапана пускового топ-
лива ............................................ 0 35 ±2
Полный цикл работы панели.................... 0 39 ±3
Циклограмма работы программного механизма автоматической
панели показана на рис. 8.6.
УПРАВЛЕНИЕ ДВИГАТЕЛЯМИ
Управление двигателями и их реверсами (рис. 8.7, 8.8) осуществ-
ляется вручную из кабины экипажа пятью рычагами, установлен-
ными на центральном пульте пилотов. Четыре из этих рычагов
(РУД) служат для управления режимами и остановом двигате-
лей, пятый рычаг (РУР) — для одновременного управления ревер-
сами двух внешних двигателей.
229
Рис. 8.6. Циклограмма работы программного механизма автоматической панели
Рычаги РУД и РУР с помощью стальных тросов диаметром
2,5 мм, тяг, качалок и роликов связаны с соответствующими по-
водками на двигателях и реверсах.
В тросовой проводке системы управления каждого двигателя
имеется компенсатор (рис. 8.9), служащий для поддержания за-
данной силы натяжения тросов в различных температурных усло-
виях, а также при деформациях планера самолета в полете от
действия внешних нагрузок. В тросовой проводке управления ре-
версами таких компенсаторов нет, так как изменения натяжения
тросов, которые могут возникнуть в указанных условиях, компен-
сируются соответствующим изменением хода рычага РУР.
Для исключения самопроизвольного изменения режима работы
двигателей в полете вследствие смещения системы управления из-
за колебаний двигателя на амортизационных узлах их крепления
в гондоле каждого двигателя предусмотрена маятниковая качал-
ка (см. рис. 8.8), на ролике которой заканчивается самолетная
тросовая проводка. Эта маятниковая качалка сконструирована
таким образом, что она перемещается вслед за двигателем при
его колебаниях, но при этом тросы, конечные ролики маятниковых
качалок, идущие от них к двигателю тяги и рычаги на двигателях
остаются неподвижными .благодаря чему режим работы двигате-
ля остается неизменным.
Под полом кабины экипажа установлен механизм концевых
выключателей, приводимый в действие тросовой проводкой. Кон-
цевые выключатели служат для управления автоматикой уборки
230
Рис. 8.7. Принципиальная схема управления двигателями (газом) и реверсом:
а—схема управления двигателями; б—схема управления реверсом
интерцепторов на взлете, для сигнализации о невыпуске шасси
при посадке и о выпущенном положении хвостовой опоры на
взлете.
Получение полной обратной тяги внешних двигателей № 1 и 4
при положении РУД, соответствующем режиму «Малый газ», осу-
ществляется переводом РУР назад из переднего положения «Пря-
мая тяга» в крайне заднее положение «Обратная тяга» и последу-
ющим перемещением РУД внешних двигателей вперед до поло-
жения, соответствующего режиму 0,7 номинала, при котором об-
ратная тяга достигает полной величины. Перед указанным пере-
водом РУР назад должна быть откинута вправо предохранитель-
ная планка и поднята вверх фиксирующая гашетка (рис. 8.10).
231
232
Рис. 8.8. Схема управления двигателями:
/-центральный пульт; 2—механизм концевых выключателей; 3—меха-
низм компенсации натяжения тросовой проводки; 4—тросы; 5—на-
правляющая тросов; 6—ролики перед шп. № 75; 7—ролики на борту
фюзеляжа; 8—ролики на шп. №3 гондолы; 9—траверса управления
двигателем; 10—траверса управления реверсом; 11—тяга; 12—поводок
Траберса управления
на автомате АДТ; /3—кронштейн на
двигателе; 14—поводок на реверсо-
Демпфер
Рис. 8.9. Механизм ком-
пенсации натяжения тро-
совой проводки:
1—вилка; 2—шток; 3—полу-
сферический вкладыш; 4—
пластинчатые пружины; 5—
пружина; 6—корпус; 7—
крышка корпуса; 8—ролик;
9—ограничитель; 10—тяга;
Л—тросы переднего конту-
ра; 12—конструкция фюзе-
ляжа; 13—кронштейн; 14—
болт-упор; 15—трехплечий
рычаг; 16—тросы заднего
контура; 17—ось рычагов
В местах выхода тросов
Рис. 8.10. Рычаг управления реверсами:
1—рычаг управления реверсами; 2—ролик управ-
ления реверсом двигателя № 4; 3—поводок управ-
ления реверсом двигателя № 1; 4—тяга; 5—пово-
док промежуточной качалки; 6—вал промежуточ-
ной качалки; 7—тросы к двигателю № 4; 8—роли-
ки на кронштейне под пультом; 9—тросы к двига-
телю № 1; 10—ролик промежуточной качалки; 11—
лопасть ролика; 12—ролик управления упором ре-
жима 0,7 номинала
При переводе РУР назад в проре-
зях, по которым перемещаются
РУД внешних двигателей, автомати-
чески выдвигаются упоры, до кото-
рых затем и перемещаются РУД
для получения полной обратной
тяги.
После завершения процесса тор-
можения самолета с помощью ре-
версирования тяги внешних двига-
телей они опять переводятся на ре-
жим прямой тяги, для чего все
указанные действия с РУР и РУД
производятся в обратной последо-
вательности.
Для разъема и регулирования
натяжения тросовой проводки слу-
жат тандеры. Для изменения на-
правления тросов в соответствую-
щих местах тросовой проводки ус-
тановлены ролики, а для исключе-
ния колебаний тросов на длинных
прямых участках они проходят че-
рез винипластовые направляющие,
из герметичной части фюзеляжа в не-
герметичные гондолы тросы проходят через шариковые гермовы-
воды.
Механизм управления двигателями (рис. 8.11). На общей оси
механизм управления двигателями установлены четыре рычага
управления газом и остановом, рычаг управления реверсами дви-
гателей № 1 и 4 и рычаг стопорения рычагов управления.
На крышке механизма управления двигателями имеются регу-
лируемые упоры, которые препятствуют перемещению рычагов
управления газом из положения «Стоп» в рабочее положение
(вперед) и из положения «Малый газ» в положение «Стоп» (на-
зад). Рычаг управления реверсами фиксируется такими же упора-
ми в положениях «Реверс выключен» (переднее положение) и
«Реверс включен» (заднее положение). Расцепление рычагов с
упорами производится при помощи гашеток, находящихся под
рукоятками рычагов. Расположение и конфигурация гашеток ис-
ключает случайное пользование ими.
234
К рычагам управления прикреплены ролики, на которых за-
креплена тросовая проводка. Все рычаги могут быть одновремен-
но зафиксированы рычагом стопорения в любом положении. При
отклонении рычага стопорения вперед (от себя) поворачивается
шайба, скрепленная с рычагом; соприкасающиеся винтовые поверх-
ности шайбы на рычаге и неподвижной шайбы на оси раздвигают-
ся и расклинивают, сжимают пакет, в котором рычаги чередуются
с неподвижными шайбами.
Сила трения, возникающая при этом на соприкасающихся боко-
вых поверхностях неподвижных шайб и рычагов, фиксирует рыча-
ги. Величина силы трения регулируется нажимной втулкой и гай-
кой на левом конце оси механизма.
Механизм концевых выключателей (рис. 8.12) предназначен
для выдачи электрических сигналов в цепи сигнализации и авто-
матического управления при определенных положениях рычагов
управления газом. Механизм выполнен в виде отдельного блока
и установлен в фюзеляже между шп. № 5 и 6 под тросами управ-
ления двигателями, приводящими механизм в действие. Электро-
сигналы образуются при замыкании контактов концевых выклю-
чателей.
В корпусе механизма на оси установлено четыре профилиро-
ванных кулачка, вращающихся независимо один от другого. На
параллельной оси установлена качалка с четырьмя роликами на
общей оси. Качалка находится под постоянным воздействием пру-
жины, прижимающей ролики качалки к кулачкам.
На верхних приливах корпуса в текстолитовых направляющих
установлены четыре штампованные планки с прорезями, в кото-
рых закреплены нижние тросы системы управления газом. Каж-
дая планка поводком связана с одним из кулачков механизма.
Профиль кулачка образован дугами малого, среднего и большого
радиусов.
Если все рычаги управления газом установлены в положение
«Малый газ», кулачки занимают положение, при котором все ро-
лики качалки находятся на малых радиусах кулачков. Качалка
нижним концом нажимает на шток нижнего концевого выключа-
теля и замыкает его контакты. Нижний концевой выключатель
включен в цепь сирены, сигнализирующей об убранном положе-
нии шасси. При этом сирена будет подавать сигнал при условии,
что все двигатели работают в режиме «Малый газ». При переме-
щении хотя бы одного из рычагов вперед поворачивается соответ-
ствующий кулачок, и ролик качалки переходит с малого радиуса
этого кулачка на средний. При этом качалка поворачивается и
отпускает шток нижнего концевого выключателя, который при
этом размыкается. Одновременно верхний конец качалки входит
в соприкосновение со штоками двух верхних концевых выключа-
телей, но не изменяет еще положения их контактов. При дальней-
шем перемещении хотя бы одного рычага на увеличение режима
(на «Взлет») ролик качалки переходит на большой радиус ку-
лачка, и качалка верхним концом замыкает оба верхних конце-
235
вых выключателя. Один из них замыкает цепь аварийной уборки
интерцепторов, другой — цепь звукового сигнала «Хвостовая опо-
ра выпущена».
ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА САМОЛЕТА
Работа топливной системы полностью автоматизирована и не
требует вмешательства экипажа в ее работу в полете, обеспечи-
вает надежное питание двигателей топливом даже в случае двух
последовательных отказов насосов подкачки. Кроме того, для по-
вышения безопасности самолета в целом в топливной системе
предусмотрен аварийный слив топлива.
236
N2
88
Рис. 8.12. Механизм концевых выключателей (механизм показан при РУД в положении «Стоп»):
/—прижим; 2—планка; 3—текстолитовые направляющие; 4—защитная крышка; 5—поводок; 6—трос управления двигателем; 7—крышка с
прорезями; 8—кулачок: 9—пружина; 10—конструкция фюзеляжа; //—качалка; /2—концевой выключатель; 13—регулировочный винт
Топливная система состоит из следующих подсистем: заправки
топливных баков топливом, питания двигателей топливом, пере-
качки топлива из дополнительных баков в главные баки, резерв-
ной перекачки топлива, дренажа топливных баков, аварийного
слива топлива, подачи топлива к ВСУ, измерения количества топ-
лива (рис. 8.13, 8.14).
Все топливо размещается в баках-кессонах центроплана и
ОЧК, разграниченных нервюрами на семь баков-отсеков.
Баки № 1, 2, 3 и 4 — главные; баки № 5 левый, 5 правый и
центральный бак № 6 — дополнительные. В законцовке каждой
ОЧК имеется дренажный бак.
В главных баках имеются расходные отсеки, которые служат
для более надежной подачи топлива в двигатель, так как расход-
ные отсеки всегда заполнены топливом с момента взлета и до по-
садки. К двигателям № 1, 2, 3 и 4 соответственно относятся глав-
ные баки № 1, 2, 3 и 4.
Выработка топлива из дополнительных баков № 5 левого, 5
правого и центрального бака № 6 производится путем перекачки
в главные баки с самого начала полета.
В топливную систему входят:
подкачивающие насосы ЭЦН-85 ..............................8 шт.
перекачивающие насосы ЭЩП85...............................3 »
перекачивающие насосы ЭЦН-83..............................12 »
насосы аварийного слива топлива ЭЦН-85....................1 »
перекачивающие насосы ЭЦН-87..............................2 »
насос подкачки ПЦР1-Ш.....................................,1 »
перекрывные электрокраны заправки 769300.................8 »
перекрывные электрокраны 64'001010 резервной перекачки топли-
ва на земле . . . ................................4 »
перекрывные электрокраны аварийного слива топлива 76070ЮМ-1 2 »
перекрывные электрокраны аварийного слива топлива 76930OM 2 »
электрокраны кольцевания 640000 ...................... 4 »
пожарные электрокраны 640000 ............................ 4 »
перекрывной электрокран 2512853 подачи топлива к ВСУ . . 4 »
горловины заправки топлива снизу под давлением . . 4 »
верхние заправочные горловины.............................8 »
топливомер СПУТ1-8ДТ......................................1 комплект
расходомер РТМСВ7-25 . ............................4 комплекта
сигнализаторы давления типа СДУ2, СДУ2А сигнализации ра-
боты и автоматического выключения насосов, закрытия кранов
заправки и перекачки, сигнализаторы уровня типа СУ i комплект
сливные краны 6Ю4700......................................4 шт.
Предохранительные и вакуумные клапаны, краны слива конденсата, пробки
стравливания воздуха и т. п.
Кроме того, на каждом двигателе установлены: подкачиваю-
щий насос ДЦН-44Т, топливный фильтр, основной насос 10956,
автомат дозировки топлива АДТ-8А, топливомасляный радиатор
1697, распределитель топлива РТ-8А.
239
¥3
1 I—резервная перекачка.
Топливная система оснащена электронной
системой измерения количества топлива.
Работой топливной системы управляет
бортинженер: на земле — со щитков управле-
ния заправкой, расположенных в носках ле-
вой и правой половин крыла, в полете — со
щитков управления, расположенных в кабине
экипажа на центральном и верхнем пультах
пилотов (рис. 8.15).
Переключатели управления и мнемосигна-
лизаторы на панели центрального пульта све-
дены в мнемоническую схему, что исключает
возможность неправильного их использования.
Объемы топливных баков:
объем главных топливных баков, л . 7'2-Э.ЭЭ
объем дополнительных топливных баков, л 28000
суммарный объем топливных баков, л 130 000
Система заправки топливных баков
Система заправки топлива под давлением
выполнена отдельно для баков левой полови-
ны крыла и отдельно для баков правой поло-
вины крыла и центрального бака (см. рис.
8.13, 8.14).
Трубопроводы системы заправки проложе-
ны в носовой части крыла. Заправка осущест-
вляется через четыре стандартные горловины,
установленные в носке крыла, по две горло-
вины на каждой половине крыла (рис. 8.16).
Полная заправка от двух заправщиков с
общей производительностью 4000 л/мин про-
изводится за 40 мин. Максимальное давление
при заправке 4 кгс/см2 (39,24-104 Па).
Кроме того, возможна заправка баков через
восемь заправочных горловин, расположенных
на верхней поверхности крыла. Баки № 1 и
4 имеют по две горловины, баки № 2, 3, 5 ле-
вый и 5 правый по одной горловине. Цент-
ральный бак № 6 заправочной горловины не
имеет. Рядом с горловинами заправки под
давлением установлены щитки управления за-
правкой, на которых размещены указатели
топливомера, переключатели кранов заправки
и их светосигнализаторы (рис. 8.17). При
включении управления заправкой главно-
го выключателя на щитке загораются
желтые светосигнализаторы закрытого поло-
241
ко
ко
Рис, 8.14. Монтажная схема топливной системы (обозначение позиций с 1 по 45 включительно
46—поплавковый клапан заправки; 41—дренажный бак; 48—дополнительный
см. в подписях к рис. 8.13);
дренаж
Панель резервной перекачни топлива
Рис. 8.15. Панели управления топливной системы
жения кранов, сигнализирующие о готовности системы к работе.
При открытии кранов заправки на щитке загораются зеленые све-
тосигнализаторы. Эти светосигнализаторы загораются от концевых
выключателей кранов. При полной заправке баков краны закрыва-
ются автоматически от сигнализаторов уровня, установленных в
главных баках и баках № 5, и от сигнала датчика топливомера
бака № 6.
Б основных баках установлено по два сигнализатора уровня,
соединенных последовательно, для обеспечения более полной за-
правки, а в баках № 5 левом и 5 правом — по одному. При непол-
ной заправке баков краны закрывают вручную переключателями
по мере заполнения баков нужным количеством топлива.
Для исключения случайного разрушения топливных баков от
повышения давления в них при заправке предусмотрена тройная
243
3
Рис. /8.1*6. Установка горловин заправки топлива под давлением:
/—крышка люка; 2—корпус; 3—направляющая; 4—втулка; 5—клапан; 6—фланец; 7—крыш-
ка; 8—ручка с винтом; 9—уплотнительное кольцо; 10—пружина
система их защиты. Если в каком-либо баке по достижении макси-
мального уровня топлива не прошел сигнал на автоматическое
закрытие крана заправки, то при дальнейшем повышении уровня
срабатывает гидравлический поплавковый клапан заправки, кото-
рый замедляет подачу топлива в конце заправки и прекращает
подачу по достижении предельного уровня в баке; если же отка-
зал и поплавковый клапан, то при увеличении избыточного давле-
ния в баке до 0,3 кгс/см2 (2,94-104 Па) срабатывает датчик давле-
ния, установленный в этом баке, который закрывает кран заправ-
ки. Для предохранения трубопроводов системы заправки от высо-
кого давления (термическое расширение топлива или гидроудар),
а также для возможности откачки топлива из трубопроводов в
заправщик после окончания заправки в системе заправки на каж-
дой половине крыла имеется клапан двойного действия, объединя-
ющий в одном корпусе предохранительный и вакуумный клапаны.
Предохранительный клапан открывается при давлении 4±0,5
кгс/см2 (39,24• 104±4,91 • 104 Па) и стравливает часть топлива за
борт. Вакуумный клапан открывается при разрежении в трубо-
проводе 0,08 Krq/'см2 (0,78-104 Па) и сообщает трубопровод с ат-
мосферой.
При необходимости полной заправки топливом баки № 1,2, 3,
4, 5 левый и 5 правый дозаправляются через верхние заправочные
горловины. Контроль за заполнением баков ведется по указате-
лям топливомера и светосигнализаторам на щитках управления
244
Рис. 8.17. Щиток (правый) управления заправкой
заправкой, по счетчикам топливозаправщиков и по указателям:
топливомера на приборной доске пилотов.
Система питания двигателей топливом
. Работа системы питания двигателей топливом полностью авто-
матизирована. Система выполнена раздельной для каждого дви-
гателя, каждый двигатель получает топливо из расходного отсека
своего главного бака при помощи двух подкачивающих насосов
(см. рис. 8.13, 8.14). На одном из насосов имеется стакан, повы-
шающий надежность питания двигателя при отрицательных пере-
грузках. Топливо в расходный отсек накачивается двумя насосами
перекачки, установленными в нижних точках бака.
Расходный отсек также сообщается с баком через отверстия с
обратными клапанами, которые служат для поступления топлива
в расходный отсек самотеком при неработающих насосах перекач-
ки топлива.
Во избежание перемещения топлива вдоль баков при эволю-
циях самолета внутри баков установлены перегородки с обратны-
245.
ми клапанами. Отверстия в перегородках и среднем лонжероне
обеспечивают заправку и аварийный слив топлива.
Патрубки от обоих подкачивающих насосов объединяются че-
рез обратные клапаны в единый трубопровод. Обратный клапан
препятствует перетеканию топлива в бак через неработающий на-
сос при одном работающем насосе.
Трубопроводы подачи топлива к двигателям проложены снару-
жи в специальных обтекателях на левом и правом бортах фюзе-
ляжа. Трубопроводы подачи топлива от баков левой и правой по-
ловин крыла объединены трубопроводом кольцевания, который
проходит по шп. № 63 через отсек основных опор шасси. На трубо-
проводе установлены два электрокрана кольцевания, причем
один из них дублирующий. Еще два крана кольцевания находятся
на трубопроводах, соединяющих магистрали питания двигателей
№ 3 и 4 правой половины крыла.
На каждом трубопроводе (в зализе крыла) установлены слив-
ные краны и пожарные электрокраны. Сливные краны служат
для слива топлива из главных баков на земле, а пожарные элект-
рокраны отсекают подачу топлива к аварийному двигателю в
случае возникновения пожара на каком-либо двигателе.
В верхних точках каждого трубопровода в пилоне поставлены
специальные пробки для стравливания воздуха на земле при за-
полнении системы после монтажа двигателя или трубопроводов.
Насосы подкачки и перекачки топлива включаются и выклю-
чаются вручную на панели топливной системы. При неработаю-
1Ш х насосах горят красные мнемосигнализаторы, расположенные
под выключателями каждого насоса. Мнемосигнализаторы заго-
раются от сигнализаторов давления при выключении или прекра-
щении работы насосов.
При выходе из строя одного насоса подкачки оставшийся насос
обеспечивает подачу топлива для работы двигателя. В случае
выхода из строя двух насосов подкачки топливо при помощи «ре-
зервной» системы перекачки перекачивается в соседнюю группу
баков, а оттуда поступает в соответствующий двигатель через
кран кольцевания. При необходимости возможно объединение
нескольких (или всех) баков, питающих двигатели. Краны коль-
цевания включаются и выключаются вручную. При открытых кра-
нах горят зеленые мнемосигнализаторы. Различные комбинации
открытия и закрытия пожарных кранов и кранов кольцевания, а
также включения и выключения насосов подкачки обеспечивают
возможность питания любого двигателя из любого расходного от-
сека. Выключатели пожарных кранов и светосигнализаторы нахо-
дятся на верхнем пульте пилотов.
Пожарные краны включаются и выключаются вручную. При
закрытых пожарных кранах горят желтые светосигнализаторы.
В случае выхода из строя всех насосов подкачки на одной по-
ловине крыла или обесточивания топливной системы подача топ-
лива в двигатели обеспечивается насосами подкачки, установлен-
ными на двигателях, до высоты полета 8000 м.
:246
Система перекачки топлива из дополнительных
баков в главные баки
Выработка топлива из бака № 5 левого производится путем
перекачки топлива в главные баки № 1 и 2 через дроссели, по
375 л в час в каждый бак, при помощи двух перекачивающих на-
сосов (см. рис. 8.13, 8.15). Два насоса установлены для большей
надежности системы перекачки и размещены в специальном про-
тивоотливном отсеке. Насосы включаются вручную выключателя-
ми на центральном пульте пилотов на старте (каждый насос сво-
им выключателем). При работающих насосах горят зеленые мне-
мосигнализаторы, которые загораются от сигнализатора давления.
Выключаются насосы автоматически от двух последовательных
сигналов: первый сигнал поступает от датчика топливомера в ба-
ке № 5 при остатке в нем 600 л топлива и второй сигнал поступает
от сигнализаторов давления насосов по окончании перекачки.
Кроме того, насосы можно выключить вручную. Если на старте за-
были включить перекачку, то после взлета на центральном пульте
загорается желтый светосигнализатор «Включи перекачку». Этот
светосигнализатор загорается от сигнала концевого выключателя
при уборке шасси и от сигнала датчика топливомера при наличии
в баке не менее 600 л топлива.
Выработка топлива из бака № 5 правого аналогична. В случае
отказа двух перекачивающих насосов бака № 5 левого или бака
№ 5 правого все насосы перекачки этих баков выключают и от-
крывают краны перелива топлива из баков № 5, через которые
топливо переливается в баки № 1 и 4.
Кранами перелива топлива управляют со щитка аварийного
слива при закрытой крышке.
Выработка топлива из бака № 6 производится также путем пе-
рекачки топлива в главные баки № 1, 2, 3 и 4 через дроссели по
1500 л в час в каждый бак при помощи двух перекачивающих на-
сосов. Третий насос запасной и включается только после отказа
двух насосов. Насосы перекачки топлива из бака № 6 включаются
на центральном пульте пилотов вручную на старте (каждый насос
своим выключателем). При работающих насосах горят зеленые
светосигнализаторы, установленные рядом с выключателями.
Выключаются насосы автоматически от двух последовательных
сигналов: первый сигнал поступает от датчика топливомера в ба-
ке № 6 при остатке в нем 900 л топлива, и второй сигнал поступа-
ет от сигнализаторов давления насосов по окончании перекачки.
Кроме того, насосы перекачки можно выключить и вручную. Если
на старте забыли включить перекачку, то после взлета на цент-
ральном пульте загорается желтый светосигнализатор «Включи
перекачку». Этот светосигнализатор загорается от сигнала конце-
вого выключателя при уборке шасси и от сигнала датчика топли-
вомера при наличии в баке не менее 2500 л топлива.
247’
Резервная система перекачки топлива
Цля увеличения надежности работы топливной системы при
отказах насосов подкачки или отказах в системе кольцевания, а
также для быстрого уравнивания количества топлива между ба-
ками на самолете предусмотрена «резервная» система перекачки
топлива. Эта система обеспечивает перекачку топлива из бака
№ 6 в главные баки № 1, 2, 3 и 4 и между баками № 1—1 и 3—4.
В этом случае используются насосы и трубопроводы системы ава-
рийного слива топлива.
«Резервной» системой перекачки управляют вручную со щит-
ка управления, расположенного на верхнем пульте пилотов (см.
рис. 8.13, 8.15).
Для перекачки топлива из бака № 6 на щитке управления
включают насосы перекачки этого бака, если они не включены на
центральном пульте пилотов, и открывают перекрывной кран того
бака, куда ведется перекачка.
Работу насосов и кранов контролируют по зеленым светосиг-
нализаторам, у каждого насоса и крана свой светосигнализатор.
Эти светосигнализаторы загораются от сигнализаторов давления
при работе насосов и от концевых выключателей при открытом
положении кранов. Причем сигнализация о работе насосов посту-
пает одновременно с центрального пульта пилотов, где тоже рас-
положены выключатели насосов перекачки из бака № 6. Перед
началом перекачки топлива между баками № 1—2 или 3—4 необ-
ходимо прежде всего выключить насосы бака № 6 для исключения
перекачки топлива из бака № 6 и только после этого производить
перекачку посредством включения соответствующих насосов и от-
крытия соответствующих перекрывных кранов. При перекачке топ-
лива между этими баками используются насосы аварийного слива.
При работающих насосах аварийного слива горят зеленые свето-
сп1 нализаторы, загорающиеся от датчиков давления.
Для исключения случайного разрушения баков от переполне-
ния при перекачке предусмотрена тройная система их защиты
(как и в системе заправки). Причем в этом случае от сигнализа-
торов уровня автоматически закрываются перекрывные краны, а
от сигнализаторов давления автоматически выключаются насосы
перекачки, кроме запасного насоса бака № 6, который не имее"
автоматического отключения.
При перекачке топлива между баками № 1—2 или 3—4 из ба-
ка, откуда ведется перекачка, насосами не забирается остаток
топлива в 2500 кг.
Система аварийного слива топлива
Система аварийного слива выполнена раздельной для баков
левой и правой половины крыла. Аварийный слив производится
только одновременно из всех баков. Аварийным сливом управля-
ют с панели аварийного слива, расположенной на верхнем пульте
пилотов (см. рис. 8.13, 8.15).
248
Из главных баков топливо сливается при помощи четырех на-
сосов аварийного слива, которые установлены по одному в каж-
дом баке. Из баков № 5 левого и 5 правого топливо сливается че-
рез главные баки № 1 и 4 соответственно, для этого открывают
электрокраны аварийного слива из баков № 5, которые соединя-
ют эти баки с баками № 1 и 4. Аварийный слив из бака № 6 ве-
дется двумя насосами перекачки этого бака.
Топливо от всех насосов через обратные клапаны и главные
краны аварийного слива по трубопроводам, выведенным в закон-
цовки крыла, сливается наружу.
По достижении остатка топлива 2500 кг в каждом главном ба-
ке (10000 кг на самолет) от сигнала датчика топливомера проис-
ходит автоматическое отключение насосов аварийного слива. На
случай отказа автоматики на насосах аварийного слива установ-
лены специальные стаканы, которые гарантируют тот же остаток,
топлива в главных баках.
Насосы аварийного слива включаются вручную, выключаются;
автоматически или вручную. При работающих насосах горят зе-
леные светосигнализаторы, установленные рядом с выключателя-
ми и загорающиеся от сигнализаторов давления.
Насосы перекачки топлива из бака № 6, используемые при
аварийном сливе, включаются и выключаются как при обычной
перекачке. Краны для аварийного слива из баков № 5 и главные
краны аварийного слива включаются и выключаются вручную. Ра-
боту кранов контролируют по светосигнализаторам, установлен-
ным рядом с выключателями. Эти светосигнализаторы загорают-
ся от концевых выключателей при открытом положении кранов..
При открытом положении кранов для аварийного слива из баков;
№ 5 загораются зеленые светосигнализаторы, при открытом поло-
жении главных кранов аварийного слива — желтые светосигнали-
заторы.
Главный выключатель включается и выключается тоже вруч-
ную, в последнюю очередь.
Дренажная система
Дренажная система (см. рис. 8.13, 8.14) предназначена для
выравнивания давления внутри баков с атмосферой при заправке
их топливом, выработке топлива и при изменении высоты полета.
Все топливные баки имеют двойную систему дренажа:
основной дренаж, работающий в нормальном полете, при на-
боре высоты и на земле;
дренаж аварийного снижения, работающий при крутом плани-
ровании.
Каждый бак имеет самостоятельный трубопровод, выведенный
в дренажный бак, расположенный в законцовке крыла и сообща-
ющийся с атмосферой через воздухозаборник, выведенный под
нижнюю поверхность крыла. Кроме того, на дренажном баке ус-
тановлены предохранительные и вакуумный клапаны, которые
249"
сообщают бак с атмосферой при недостаточной работоспособнос-
ти основного воздухозаборника. Дренажный бак предназначен
для сбора топлива, попадающего в дренажную систему самолета.
Для откачки топлива из дренажного бака в нем установлен насос,
который включается автоматически от сигнализатора уровня, на-
ходящегося в баке, по достижении определенного уровня топлива.
Выключается насос также автоматически от сигнализатора давле-
ния на трубопроводе перекачки, когда будет перекачано все топ-
ливо. Возможно включение и выключение насоса перекачки вруч-
ную выключателями на панели топливной системы. При работаю-
щих насосах горят зеленые светосигнализаторы, помещенные ря-
дом с выключателями. Светосигнализаторы загораются от сигна-
лизаторов давления.
Слив топлива на земле
Из главных баков топливо сливается при помощи насосов под-
качки по трубопроводам, питающим двигатели, через четыре
сливных крана, установленных в зализах крыла (см. рис. 8.13,
8.14).
Из дополнительных баков № 5 левого, 5 правого и 6 топливо
сливается самотеком через три сливных крана, установленных в
нижних точках каждого бака. Кроме того, из баков № 5 левого,
5 правого и 6 топливо можно слить через главные баки, перека-
чав в них топливо из этих баков. Из трубопроводов подачи топли-
ва к двигателям топливо сливают через восемь кранов для сли-
ва конденсата, установленных в нижних точках трубопроводов в
гондолах и у заднего лонжерона центроплана.
Слив конденсата
Конденсат сливается через краны слива конденсата из всех
топливных баков, из трубопроводов, питающих двигатели, из дре-
нажных баков и из сборных бачков системы дренажа, установ-
ленных в баках № 1, 3 и 4 (см. рис. 8.13, 8.14).
Подача топлива к ВСУ
Для подачи топлива к ВСУ, а также к двигателю № 1 при за-
пуске, когда отсутствует аэродромный источник переменного то-
ка, на баке № 1 установлен насос постоянного тока (см. рис. 8.13,
8.14). Чтобы топливо не перетекало в бак при работе основных
насосов подкачки, на трубопроводе, идущем от насоса подкачки
постоянного тока к основной магистрали подачи топлива к дви-
гателю, имеется обратный клапан.
Управление насосом подачи топлива к ВСУ находится на па-
нели запуска ВСУ, расположенной на левом пульте пилотов.
250
Система измерения количества топлива
На самолете применена емкостная система измерения количе-
ства топлива (см. рис. 8.13, 8.14). Она позволяет определить об-
щее количество топлива в баках и количество топлива в каждом
баке в отдельности по указателям в кабине экипажа и на щитках
заправки.
Часовой расход топлива каждого двигателя и остаток топлива
(в кг) в баках определяется также по указателям расходомеров,
расположенных в кабине экипажа. Красные светосигнальные таб-
ло на верхнем пульте пилотов сигнализируют об остатке топлива
1250 кг на двигателе и о минимальном давлении топлива перед,
насосами высокого давления двигателей.
МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА
Система служит для смазки трущихся деталей двигателя и для
отвода тепла от них. Тепло, отведенное маслом, передается в топ-
ливомасляном радиаторе холодному топливу.
Масляная система двигателя (рис. 8.18) со всеми обслужива-
ющими ее агрегатами и масляным баком смонтирована на двига-
теле и является автономной системой. Она выполнена по коротко-
замкнутой схеме, в которой работа нагнетающего и откачиваю-
щих насосов закольцована через масляный воздухоотделитель и
топливомасляный радиатор, минуя масляный бак. Масляпый бак
служит для подпитки маслом закольцованной системы. Масло за-
ливают в систему через горловину на баке, сливают через два кра-
на, расположенных на баке и на маслоагрегате.
Откачивающие насосы расположены в узлах, от которых про-
изводится откачка масла. Трубопроводы подачи масла в откачива-
ющие насосы отсутствуют, что снижает потери на всасывании.
Основные данные масляной системы
Применяемые (основные) сорта масла .... МК-8. МК-8П
(ГОСТ 6457—66)
Количество заправляемого масла для одного двига-
теля. л . ... .......................51
Работу масляной системы контролируют по приборам и свето-
сигнальным табло, расположенным в кабине экипажа на прибор-
ной доске, левом и верхнем пультах пилотов (рис. 8.19).
Работа системы. Масло из бака подается в систему с по-
мощью подкачивающего насоса для подпитки по мере расходова-
ния масла двигателем. На выходе из нагнетающего насоса через
фильтр с перепускным клапаном масло поступает на смазку под-
шипников передней, средней и задней опор, коробки приводов аг-
регатов двигателя. Передняя и средняя опоры двигателя, масло-
бак и коробка приводов суфлируются центробежным суфлером,
вмонтированным в коробку приводов двигательных агрегатов.
Задняя опора суфлируется центробежным суфлером, вмонти-
рованным в опору.
251
to
На указатель уровня масла
и та 1)ло минимального количества
мчсла Л маслобаке
Рис. 8.18. Маслосистема дви-
гателя:
1—трубопровод сброса воздуха и
масла при открытии предохрани-
тельного клапана; 2—датчик уров-
ня масла в баке с сигнализатором
минимального количества его в ба-
ке; 3—маслобак; 4—передняя опо-
ра; 5—средняя опора; 6—задняя
опора; 7—центробежный суфлер
задней опоры; 8—датчик давления
масла в двигателе; 9—датчик ми-
нимального давления масла на
входе в двигатель; 10—насос от-
качки масла из передней опоры;
//—датчик замера температуры
масла на входе; 12—масляный
фильтр; 13—насос откачки масла
из средней опоры; 14—насос от-
качки масла из коробки приводов;
15—центробежный суфлер коробки
приводов; 16—эжектор; 17—насос
откачки масла из задней опоры;
18—нагнетающий насос; 19—редук-
ционный клапан; 20—топливомас-
ляный радиатор; 2/—фильтр-сигна-
лизатор; 22—масляная центрифуга;
23—датчик замера температуры
масла на выходе из задней опо-
ры; 24—обратный клапан; 25—под-
качивающий насос
Рис. 8.19. Приборы контроля, элементы управления и сигнализации масляной
системы:
1—шкала давления масла в двигателе; 2—шкала температуры масла на входе в двига-
тель; 3—светосигнальное табло «Стружка в масле»; 4—светосигнальное табло минималь-
ного давления масла на входе в двигатель; 5—масломер; 6—светосигнальное табло мини-
мального остатка масла в баке
На входе масла в нагнетающий насос происходит смешивание
потока масла из подкачивающего насоса с маслом, поступающим
от откачивающих насосов через центрифугу и топливомасляный
радиатор.
Подкачивающий насос с редукционным клапаном поддержива-
ет постоянное избыточное давление 1,1 ±0,2 кгс/см2 (10,79 • 104±
4=1,96-104 Па) на входе нагнетающего насоса и компенсирует рас-
ход масла двигателем. На выходе из подкачивающего насоса име-
ется обратный клапан, препятствующий перетеканию масла из
бака в двигатель на стоянке.
Нагнетающий и подкачивающий насосы, насос откачки масла
из средней опоры, центрифуга и маслофильтр объединены в один
узел — маслоагрегат, монтируемый снизу на средней опоре.
253
Заправка маслосистемы. Рекомендуемое для заправки
количество масла в каждый бак — 30 л (по указателю масломера
разрешается запускать и опробовать двигатель при наличии в
баке более 15 л масла). Если масла в баке меньше 15 л, произ-
водят холодную прокрутку двигателя для возвращения масла в
бак. Уровень масла в баке при запуске двигателя понижается по
сравнению со стояночным приблизительно на 3 л. При стоянке
самолета допускается перетекание масла из бака в двигатель в
количестве не более 3 л в сутки.
ГОНДОЛЫ ДВИГАТЕЛЕЙ
В связи с тем, что на двигателе установлено большое количе-
ство агрегатов, узлов и коммуникаций, делающих поверхность
двигателя неудобообтекаемой, а также для восприятия внешних
аэродинамических нагрузок, защиты от внешних воздействий и
создания организованного входа встречного потока воздуха в дви-
гатель его обычно устанавливают в гондолу, имеющую совершен-
ную аэродинамическую форму, которая обеспечивает хорошее об-
текание.
На самолете Ил-62 каждая пара двигателей (рис. 8.20) уста-
новлена по одну сторону фюзеляжа в спаренной гондоле, которая
состоит из двух обособленных, но конструктивно связанных между
собой гондол. Спаренная гондола установлена под углом 3° (но-
сом вверх) к оси фюзеляжа. Конструктивно она состоит из перед-
ней (носовой), средней и хвостовой частей.
В передней части находятся два самостоятельных для каждого-
двигателя воздухозаборных канала. Для подхода к коммуника-
циям, проходящим в носовых частях гондолы, воздухозаборные
каналы выполнены легко снимающимися вместе с воздушно-теп-
ловыми противообледенительными камерами, которые имеются в
их лобовых частях. Для легкости и удобства снятия и установки
воздухозаборных каналов на их внешней поверхности сверху име-
ются направляющие рельсы, которые при движении канала сколь-
зят по текстолитовым опорам кронштейнов, установленных на шп.
№ 1 гондол.
В установленном состоянии воздухозаборный канал своей зад-
ней кромкой, которая окантована резиновым профилем, оклеен-
ным полотном, прижимается к фланцу на переднем торце корпуса
двигателя, обеспечивая герметичный и эластичный стык.
Средняя часть спаренной гондолы представляет собой общий
для обеих входящих в нее гондол силовой кессон, расположенный
в ее верхней части.
Кессон — клепаной конструкции двухарочной формы, которая
со стороны, обращенной к фюзеляжу, переходит в горизонтальный
пилон. Кессон состоит из поперечных передней и задней горяче-
штампованных стальных балок, продольных нервюр и стрингеров
и поперечных шпангоутов, наружной из алюминиевого сплава и
внутренней титановой обшивок.
254
Uln.NQ3 Установка кольце ffой
перегородки герметизации
на сип. №3
Рис. 8.20. Общий вид гондол:
/—верхняя панель кессона; 2—носовая часть пилона; 3—нижняя панель кессона; 4—передняя балка кессона; 5—резиновый профиль; 6—
задняя балка кессона; 7—хвостовая часть пилона; 8—зализ; 9 -накладка; 10—съемный кок; И—«бобровый хвост»; 12—нижняя съем-
ная крышка; 13—верхний вырез под патрубок реверса; 14—нижний вырез под патрубок реверса; 15—лонжерон внешнего борта; 16—
створка; /7—кронштейн крепления штанги при открытой створке; 18— воздухозаборник; 19—планка; 20—текстолитовая накладка; 21—пере-
£3 городка воздухозаборника; 22—кольцевая перегородка герметизации
Сп
Обе поперечные балки кессона со стороны, обращенной к фю-
зеляжу (в зоне пилона), заканчиваются узлами, которыми спа-
ренная гондола крепится к ответным узлам шп. № 78 и 82 фюзе-
ляжа. Кроме того, гондола крепится к фюзеляжу продольными
профилями, расположенными на верхней и нижней поверхностях
кессона вдоль его кромок, прилегающих к обшивке фюзеляжа.
Хвостовые части гондол в зоне двигателей № 1 и 4, оборудо-
ванных реверсивными устройствами, имеют в верхней и нижней
обшивках проемы, закрытые направляющими решетками, для вы-
хлопных окон реверсивных устройств.
Хвостовая часть спаренной гондолы в промежутке между вы-
хлопными соплами двух двигателей заканчивается вытянутым об-
текателем, имеющим форму бобрового хвоста.
Зоны хвостовых частей гондол, подверженные воздействию вы-
сокой температуры выхлопных струй двигателей, изготовлены из
нержавеющей стали и титана.
Для обеспечения противопожарной безопасности и живучести
двигатели в спаренной гондоле отделены один от другого и от
фюзеляжа титановыми противопожарными перегородками, а ком-
муникации к внешнему двигателю проложены через носовую часть
гондолы внутреннего двигателя перед противопожарной перего-
родкой, которой является шп. № 3 гондолы. Этим достигается со-
хранение работоспособности и управляемости внешнего двигателя
в случае пожара в соседнем двигательном отсеке внутреннего дви-
гателя.
Гондолы изнутри покрыты жаростойким грунтом, а снаружи—
светлым лаком и декоративным покрытием.
Для доступа к двигателям и расположенным на них агрегатам
и системам, а также для установки и снятия двигателей, в ниж-
ней средней части гондолы каждого двигателя имеется по четыре
легкооткрывающихся крышки.
В поперечном стыке две передние крышки при закрытии ло-
жатся своими задними кромками на задние крышки и поджима-
ют их.
По продольному стыку, загерметизированному резиновыми
профилями, правые крышки соединяются с левыми стяжными зам-
ками. На кронштейнах крепления этих замков установлены сталь-
ные направляющие штыри с резиновыми упорами, а на обоймах
стяжных замков — ответные площадки с отверстиями под штыри,
чем обеспечивается равномерное натяжение стяжных замков и
работа их только на растяжение (без изгиба).
Кроме того, на передней кромке передних крышек установлено
три дополнительных замка (на одной — штыревой и педальный,
па другой — педальный) и на задней кромке одной из задних
крышек — один штыревой, что облегчает закрытие крышек стяж-
ными замками и исключает образование ступенек.
На каждой крышке для удержания ее в открытом положении
имеются штанги, а кронштейны для их упора в открытом положе-
нии находятся на шп. № 3 гондолы и на корпусе двигателя.
256
Для предотвращения вибрации этих штанг в сложенном поло-
жении для них на крышках установлены резиновые опоры. У пе-
редних средних узлов (по шп. № 5 и 8) навески каждой крышки
имеются перемычки металлизации.
В нижних точках крышек имеются дренажные отверстия для
стока конденсата, а также топлива и масла, просочившихся из
агрегатов и трубопроводов.
На левых передних крышках имеются люк для подогрева мас-
лосистемы двигателя, окно для выхода воздуха из привода по-
стоянных оборотов и патрубок для обдува электромеханизма при-
вода постоянных оборотов.
На правых передних крышках имеются два окна для патруб-
ков обдува генератора.
Кроме того, на гондолах имеются люки, обеспечивающие дос-
туп к узлам крепления двигателей, узлам крепления воздухоза-
борных каналов, узлам крепления гондол к фюзеляжу, проводкам
и агрегатам силовых установок, а также технологические люки,
используемые для ремонта гондол.
Часть крышек люков крепится винтовыми замками, осталь-
ные — болтами с анкерными гайками. В тех местах, где требуются
подходы после каждого полета, крышки установлены на петлях.
На крышках эксплуатационных люков имеются надписи, указы-
вающие их назначение или название агрегата, подход к которому
они обеспечивают.
КРЕПЛЕНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ
Каждый двигатель крепится в гондоле узлами, расположенны-
ми в двух вертикальных плоскостях: передней и задней. В перед-
ней плоскости имеются три передних узла крепления — верхний
средний и два боковых, в задней плоскости — один верхний (рис.
8.21).
Узлы крепления представляют собой стальные кронштейны,
входящие в конструкцию гондолы.
Передний средний узел крепления двигателя воспринимает ос-
новные усилия от тяги двигателя и боковые силы, возникающие
от веса двигателя при эволюциях самолета. Два боковых перед-
них узла воспринимают вес двигателя и крутящий момент от вра-
щающегося ротора и от боковой нагрузки. Задний узел выполнен
как подвижная опора в направлении продольной оси двигателя и
воспринимает усилия от веса двигателя и боковые силы, возни-
кающие от веса двигателя при эволюциях самолета, обеспечивая
компенсацию температурных расширений двигателя и > исключая
его загружение от деформаций гондолы.
Оба подкоса, связывающие боковые передние узлы гондолы с
соответствующими узлами двигателя, и вилка заднего узла имеют
амортизирующие устройства, благодаря чему снижается уровень
вибрационных нагрузок, передающихся от двигателя через гондо-
лу и пилон на фюзеляж. Амортизация повышает долговечность
агрегатов самолета и двигателя.
257
9 1564
258
Вад прота 6 полета на переднюю
далку кессона
2 3 4-536 5 . Узел поз.З
Рис. 8.21. Узлы крепления двигателей:
1—наружный контур фюзеляжа; 2—верхняя панель пилона; 3— передний боковой узел крепления двигателя; 4— передняя балка кессона;
5—передний средний узел крепления двигателя; 6—межгондольная перегородка; 7—створка; 8—нижняя панель пилона; 9—боковой крон-
штейн гондолы; 10—передний амортизатор; //—задняя балка кессона; /2—верхняя панель кессона; 13—задний узел крепления двигателя;
/4—качалка двигателя; /5—задний амортизатор; 16—нижняя пднель кессона; /7—передняя балка кессона; 18—шарнирный кронштейн дви-
гателя; 19—конусный штырь; 20—ручка регулировки положения двигателя в гондоле; 2/—конусный болт; 22—балка хвостовой части фю-
зеляжа
Передний средний узел состоит из шарнирного кронштейна, ус-
тановленного на передней поперечной балке силового кессона, ко-
нусного штыря и ручки. Два уха шарнирного кронштейна входят
в проушины трехушкового кронштейна гондолы и связаны с ним
болтом. Конусный штырь представляет собой полый конус с ниж-
ней цилиндрической и верхней граненой цапфами и резьбовым
концом. Конус выполнен в виде эксцентрика, что дает возмож-
ность регулировать положение двигателя в гондоле. Конусный
штырь с помощью грибка, установленного на двигателе, и штифта
соединен со сферическим вкладышем опоры двигателя. Во внут-
ренней полости штыря смонтирована пружина для предотвраще-
ния вибраций грибка и штифта. На нижней цапфе конусного шты-
ря установлена шайба для устранения осевых перемещений шты-
ря в шаровом вкладыше. На верхней цапфе имеется ручка, пово-
рачивая которую по часовой стрелке или против нее на 20, 40 и
60°, можно смещать передний средний узел вправо или влево от
оси гондолы соответственно на 2, 3,9 и 5,2 мм. Для фиксации
ручки и конусного штыря в каждом из указанных положений на
ней имеется два зуба, которые входят в шлицы на кронштейне.
Все гайки и контргайки узлов крепления двигателя законтре-
ны проволокой и шплинтами. Двигатель и передние амортизаторы
связаны перемычками металлизации с кессонами гондол.
ВСПОМОГАТЕЛЬНАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
В качестве ВСУ на самолете Ил-62 используется двигатель
ГА-6, который предназначен для:
воздушного запуска основных двигателей самолета на аэро-
дромах, расположенных на высотах до 2500 м;
питания сжатым воздухом системы кондиционирования само-
лета на земле (до запуска основных двигателей);
питания бортовой электрической сети самолета постоянным
током (на земле — до запуска основных двигателей и в полете
при отказе всех четырех основных двигателей).
Бортовая вспомогательная силовая установка представляет со-
бой одновальный газотурбинный двигатель с системой отбора воз-
духа за компрессором и состоит из трехступенчатого компрессо-
ра диагонально-осевого типа, кольцевой противоточной камеры
сгорания испарительного типа, трехступенчатой осевой турбины,
редуктора с генератором постоянного тока и другими навесными
агрегатами, обеспечивающими нормальную работу двигателя. Топ-
ливо к двигателю подается из самолетной магистрали через пере-
крывной кран.
Система смазки двигателя автономная, циркуляционная под
давлением с суфлированием и охлаждением масла в воздушно-
масляном радиаторе.
Двигатель ТА-6 в период запуска получает питание от борто-
вых самолетных или аэродромных источников постоянного тока
напряжением 27 В.
9*
259
Рис. 8.22. Установка турбоагрегата ТА-6:
/—задний подкос; 2—серьга; 3—амортизатор; 4—ось; 5—кронштейн; 6—боковой подкос; 7—
цапфа; 8—передний подкос; 9—средний подкос
Элементы управления и контроля работы двигателя ТА-6 раз-
мещены на левом пульте пилота (см. рис. 8.5).
Установка и питание двигателя ТА-6. Двигатель соединен с
трубопроводами системы кондиционирования и запуска основных
двигателей, обогрева двигателя и подвода топлива к двигателю.
На потолке отсека (рис. 8.22) установлены три балки с узлами
крепления двигателя. Двигатель крепится в трех точках: двух пе-
редних и одной задней и подвешен на шести подкосах. Правый пе-
редний узел крепления двигателя соединен с конструкцией фюзе-
ляжа двумя подкосами (передним и средним), левый передний
узел — тремя подкосами (передним, средним и боковым), а зад-
260
ний узел — одним подкосом (задним). Все узлы крепления имеют
резинометаллические амортизаторы.
В наружной обшивке отсека ВСУ имеется дистанционно управ-
ляемая заслонка, через которую в воздухозаборный канал ВСУ
поступает наружный воздух.
Выхлопная труба ВСУ, отводящая выхлопные газы в атмосфе-
ру, заключена в титановый кожух эжекционного типа, который
имеет противопожарное назначение и одновременно обеспечивает
вентиляцию отсека ВСУ.
Топливо для двигателя ТА-6 отбирается из трубопровода ос-
новной топливной системы питания двигателя № 1. Система под-
вода топлива состоит из трубопроводов, перекрывного электро-
магнитного крана, установленного на левом борту в зализе фюзе-
ляжа рядом с перекрывными (пожарными) топливными кранами
двигателей № 1 и 2, и топливного фильтра.
Трубопровод питания проложен по левому борту до шп. № 85
вместе с основными топливными трубопроводами, а затем по пра-
вому борту фюзеляжа. Топливо к двигателю подается основными
насосами подкачки, работающими на переменном токе (при нали-
чии наземного источника переменного тока), или насосом подкач-
ки, работающим на постоянном токе (при отсутствии наземного
источника переменного тока).
9* 1564
Глава 9
УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Органы управления самолетом (рис. 9.1) позволяют управлять
положением и движением самолета в пространстве на всех режи-
мах полета. Управление самолетом относительно поперечной, про-
дольной и вертикальных осей осуществляется с помощью руля
высоты, элеронов, интерцепторов и руля направления.
Управление рулем высоты и элеронами обеспечивается с по-
мощью мускульной силы пилота без помощи гидроусилителей.
Управление рулем направления также может выполняться без
применения гидроусилителя, однако для демпфирования боковых
короткопериодических колебаний самолета в системе управления
этим рулем установлена автономная рулевая машина АРМ.-62Т,
которая включает в себя гидроусилитель (бустер), насосную стан-
цию с баком и демпфер рыскания.
Для получения приемлемых усилий на рычагах управления эле-
роны и руль направления снабжены пружинными сервокомпенсато-
рами, а площадь руля высоты уменьшена из-за применения управ-
ляемого стабилизатора.
Стабилизатор используется для осуществления продольной ба-
лансировки самолета на всех режимах полета, включая взлет и по-
садку, а руль высоты — для выполнения маневров. Отклонение ста-
билизатора производится с помощью электропривода.
На элеронах и руле направления установлены триммеры, управ-
ляемые электромеханизмами. Руль высоты имеет триммеры, управ-
ляемые из кабины пилотов посредством тросовой проводки, кото-
рые являются вспомогательным средством продольной балансиров-
ки самолета, дополнительным к стабилизатору. Кроме того, на ру-
ле высоты имеются триммеры автоматической балансировки руля
высоты, работающие при включенном автопилоте, управляемые
сдвоенной рулевой машиной.
Интерцепторы используются в двух режимах: элеронном — для
управления по крену совместно с элеронами при отклоненных за-
крылках и тормозном, т. е. в качестве гасителей подъемной силы.
Для управления интерцепторами применены гидравлические
приводы.
Система управления самолетом выполнена жесткой — тягами,
за исключением небольшой части проводки управления элеронами
262
со
*
28
28
/6
Я '
77
/б
26 о
Рис. 9.1. Принципиальная схема управления самолетом:
/—штурвалы управления; 2—педали управления; 3—ручка аварийного отклонения бустера; 4—загрузочное устройство PH; 5—тяги; 6—ком-
пенсационные качалки; 7—рулевая машина автопилота в системе управления элеронами; 8—механизм стопорения элеронов; 9—пружин-
ная стойка сервокомпенсатора; 10—внутренний элерон; //—средний элерон; /2—внешний элерон; 13—триммер; /4—сервокомпенсаторы; 15—
рулевая машина автопилота в системе управления рулем направления; 16—рулевая машина автопилота в системе управления рулем высоты;
/7—трос с направляющим роликом; 18— бустер в системе управления рулем направления; 19—механизма стопорения руля направления и ру-
ля высоты; 20—руль направления; 21—пружинная стойка сервокомпенсатора; 22—сервокомпенсатор руля направления; 23—триммер руля нап-
££ равления; 24—триммеры руля высоты; 25—руль высоты; 26—упоры, ограничивающие отклонение элерона; 27—упоры; ограничивающие ход
элеронной проводки; 28—упоры в кардане, ограничивающие поворот штурвала
на участке штурвальных колонок, проводки включения рулевых
машин автопилота и управления триммерами руля высоты.
Применение больших ходов в проводке управления и связанное
с этим уменьшение сил по тягам позволяет снизить величины де-
формаций тяг, а также уменьшить влияние люфтов в соединениях,
что в целом значительно увеличивает жесткость проводки.
В кабине экипажа оборудованы рабочие места для двух пило-
тов. На каждом рабочем месте установлены штурвал и педали, со-
ответственно связанные между собой и позволяющие управлять са-
молетом либо левому, либо правому пилоту.
Управление стабилизатором расположено на штурвале левого
пилота (основное) и на центральном пульте (аварийное). Управле-
ние интерцепторами и триммерами также расположено на цент-
ральном пульте.
На стоянке система управления самолетом стопорится специ-
альной электродистанционной системой из кабины экипажа.
На самолете установлена система автоматического управления
САУ-1Т-2, предназначенная для автоматического пилотирования по
заданному маршруту, автоматического захода на посадку и авто-
матического ухода на второй круг. В систему автоматического уп-
равления входят автопилот, автомат тяги и автомат перестанов-
ки стабилизатора, включение и выключение которых осуществля-
ются на центральном пульте. Быстрое отключение САУ произво-
дится кнопками на штурвалах пилотов.
В рулевых машинах системы автоматического управления име-
ются муфты пересиливания,, позволяющие пилоту, при необходи-
мости, вмешиваться в управление при включенном автопилоте.
Предусматривается также аварийное отключение автопилота с
помощью пиромеханизмов, механически отсоединяющих рулевые
машины автопилота от проводок управления.
УПРАВЛЕНИЕ РУЛЕМ ВЫСОТЫ, СТАБИЛИЗАТОРОМ
И ТРИММЕРАМИ РУЛЯ ВЫСОТЫ
Продольное управление самолетом (управление тангажом)
осуществляется с помощью руля высоты, состоящего из двух по-
ловин. Продольная балансировка самолета производится управля-
емым стабилизатором.
Обе половины руля высоты снабжены триммерами ручной и
автоматической балансировки.
Управление рулем высоты (рис. 9.2) производится от штур-
вальных колонок, соединенных с обеими половинами руля с по-
мощью механической проводки, состоящей из тяг, перемещаю-
щихся в направляющих или на качалках.
Для повышения надежности продублированы наконечники тяг,
а также шарнирные соединения тяг (болт-втулка) между собой и
с качалкаим .В случае разрушения одного из ушков тяги второе
ушко воспринимает усилия по тяге. Конструкция наконечников
позволяет регулировать тяги по длине.
264
Рис. 9.2. Система управления рулем высоты:
/—штурвалы управления; 2—загрузочная пружина; 3—тяги с направляющими роликами; 4—компенсационные качалки; 5—рулевая маши-
на автопилота; 6'—механизм стопорения; 7—руль высоты; 8—триммеры руля высоты; 9—внутренний стакан; 10—внешний стакан; //—вкла-
дыш; /2—стяжной болт; 13—втулка; 14—кронштейн; /5—тяга и качалка руля высоты; 16—тяга и качалка руля направления
Выход проводки управления из герметичной кабины осуществ-
ляется через герметичный вывод, установленный на шп. № 85.
Для компенсации падения усилий при даче штурвала от себя
в проводке управления установлена загрузочная пружина, кото-
рая включается в работу с угла отклонения руля высоты на пи-
кирование, равного 8°, и при отклонении руля высоты на угол
14°30' создает усилие на штурвале до 33 кгс (323, 73 Н).
Чтобы штурвальные колонки в полете не отклонялись под дей-
ствием температурных деформаций каркаса, в проводке управле-
ния рулем высоты установлены (перед центропланом) компенса-
ционные качалки.
В проводке управления рулем высоты на узле, расположенном
в фюзеляже за герметичной кабиной, и на стопорной качалке в
киле установлены ограничители хода качалки, которые ограничи-
вают отклонение руля высоты. Упор на фюзеляжном узле огра-
ничивает отклонение руля вверх, а упор в узле стопорения — вниз.
На том же узле, расположенном в фюзеляже, на качалке управ-
ления рулем высоты установлен концевой выключатель блокиров-
ки системы стопорения. Здесь же установлены два концевых вы-
ключателя, замыкающиеся при отклонении руля высоты на угол
±3° и включающие желтый светосигнализатор на приборной дос-
ке с надписью «Проверь угол стабилизатора».
В системе управления рулем высоты установлена сдвоенная
рулевая машина автопилота, подключенная к проводке управле-
ния тросами.
Штурвальные колонки (рис. 9.3). На самолете установ-
лены две штурвальные колонки. Каждая колонка состоит из трех
основных частей: штурвала и двух труб, соединенных универсаль-
ным шарниром. Вертикальная труба расположена за приборной
доской и не мешает ногам пилота, а горизонтальная — проходит
через приборную доску. Штурвальные колонки соединены между
собой тягами. Соединение штурвалов осуществлено с помощью
тросовой проводки через сектор под полом в кабине экипажа.
Нижний конец вертикальной трубы штурвальной колонки пред-
ставляет собой тройник. Горизонтальная ось тройника является
осью вращения штурвальной колонки, которая может качаться
вокруг этой оси вперед и назад. К нижней части вертикальной
трубы подводится тяга проводки управления рулем высоты. Тро-
сы управления элеронами выводятся из штурвальной колонки че-
рез ось вращения.
Горизонтальная труба штурвальной колонки перемещается в
направляющей муфте, которая, в зависимости от положения гори-
зонтальной трубы, ориентируется в вилке, закрепленной на крон-
штейне за приборной доской. На конце горизонтальной трубы рас-
положен штурвал, с помощью которого пилот может отклонять
штурвальную колонку вперед и назад, отклоняя руль высоты, а
также вращать штурвал относительно оси горизонтальной трубы,
управляя элеронами.
266
05
Рис. 9.3. Общий вид штурвальных колонок:
/—кардан; 2—горизонтальная труба колонки; 3—муфта; 4—блок управления радио и пово-
ротом колес передней опоры шасси; 5—штурвал; 6—штурвальчик управления поворотом
колес передней опоры; 7—блок управления стабилизатором и отключения автопилота; 8—
зертикальная труба колонки; 9—тройник; 10—'направляющие ролики и тросы управления
элеронами; 11—кнопка управления радио; /2—кнопка отключения автопилота
Рис. 9.4. Установка механизма управления стабилизатором:
/—электромеханизм отклонения стабилизатора; 2—блок концевых выключателей; 3—кар-
данная передача; 4—редуктор подъемника; 5—тормозная муфта подъемника; 6—подъем-
ник; 7—стабилизатор; 8—лонжерон стабилизатора; 9—лонжерон киля
На штурвале левого пилота расположены переключатели ста-
билизатора, включения поворота колес передней опоры шасси,
включения устройств СПУ или радио, а также кнопки быстрого
отключения автопилота и включения ухода на второй круг.
Кроме того, на нем. расположен штурвальчик управления по-
воротом колес передней опоры. На штурвале правого пилота
расположены кнопки включения радио и быстрого выключения
автопилота.
Управление стабилизатором (рис. 9.4). Как сказано было рань-
ше, продольная балансировка самолета в основном осуществляет-
ся стабилизатором, который отклоняется специальным механиз-
268
мом, обеспечивающим установку стабилизатора на любой угол в
пределах от 0 до —9°.
Балансировка самолета стабилизатором осуществляется по
принципу удержания балансировочного отклонения руля высоты
в диапазоне ±3°. На горизонтальной трубе каждого штурвала
имеется закрашенная зона, а на муфте, в которой перемещается
горизонтальная труба — стрелка-указатель. Положение стрелки в
закрашенной зоне означает нахождение руля высоты в указанном
диапазоне. Если руль высоты выходит из диапазона ±3° на вре-
мя более 5 с, загорается желтый светосигнализатор «Проверь от-
клонение РВ», расположенный на приборной доске около указа-
теля положения стабилизатора. По этому сигналу пилот включа-
ет систему управления стабилизатором, который отклоняется так,
чтобы руль высоты возвратился к нейтральному положению. При
автоматическом заходе на посадку (САУ включена) отклонение
стабилизатора для удержания балансировочного положения руля
высоты в диапазоне ±3° может осуществляться автоматом пере-
становки стабилизатора (АПС), входящим в состав САУ и рабо-
тающим только при включенной САУ.
Система управления стабилизатором состоит из винтового
подъемника с редуктором и муфтой трения, электромеханизма
МУС-ЗПТВ-2, блока концевых выключателей, переключателей уп-
равления, агрегатов электросистемы и системы сигнализации. Вы-
ходной вал электромеханизма (рис. 9.5) соединен с редуктором
подъемника через карданную передачу. К редуктору подъемника
через шестеренчатую передачу постоянно подсоединена муфта тре-
ния. Муфта трения увеличивает трение в системе редуктор — гай-
ка — винт и обеспечивает самоторможение (фиксацию) винтового
подъемника в случае отказа муфты сцепления — торможения в
электромеханизме или разрушения карданной передачи между ре-
дуктором подъемника и электромеханизмом. Винтовой подъемник
крепится к узлам па передних лонжеронах киля и стабилизатора
с помощью сферических шарниров со специальными дублирован-
ными болтами. Винт подъемника имеет трапециевидную двухза-
ходную резьбу. Упоры на концах винта ограничивают ход подъ-
емника. Винт продублирован от разрыва внутренним стяжным
стержнем. Бронзовая гайка заключена в стальную обойму. Обой-
ма соединяется с двумя трубами, дублирующими одна другую.
Соединения гайки, обоймы и труб выполнены так, что образуют
два канала прочности. Верхняя и нижняя проушины, несущие
'сферические шарнирные подшипники, и силовая часть корпуса вы-
полнены из двух слоев материала и тоже образуют два канала
прочности.
В корпусе подъемника размещается подшипниковый узел, вос-
принимающий нагрузки с винта, и редуктор с парой конических
прямозубых шестерен. Большая шестерня закреплена с помощью
шлицев непосредственно на винте.
Электромеханизм МУС-ЗПТВ-2 состоит из следующих основ-
ных узлов: двух реверсивных электродвигателей переменного тока;
269
//
Рис. 9.5. Привод стабилизатора:
/—электромеханизм МУС-ЗПТВ-2; 2—кронштейн; 3— подшипник; 4— блок концевых выключателей; 5—датчик положения стабилизатора;
6—карданы; 7—крышка редуктора; 8—шестерня; 9—стакан; 10—муфта; 11—корпус тормозной муфты; 12—диски; 13—обойма; 14—указатель
износа; 15—колпачок; 16—кожух с обогревом; 17—валик; 18—корпус; 19—втулка; 20—переходник; 21—замок; 22—винт подъемника стаби-
лизатора; 23—стяжка; 24—упор; 25—гайка; 26—болт; 27—заглушка; 28—труба внешняя; 29—труба внутренняя; 30—проушина внутренняя;
31—проушина внешняя; 32—хомут
двух планетарных редукторов; фрикционной муфты ограничения
момента и суммирующего дифференциального редуктора.
Каждый электродвигатель имеет муфту сцепления — торможе-
ния, обмотка муфты питается постоянным током. Наличие диф-
ференциального редуктора обеспечивает суммирование скоростей
на выходном валу механизма при одновременной работе двух
электродвигателей. При включении одного электродвигателя вы-
ходной вал сохраняет прежнюю величину передаваемого крутя-
щего момента, вращаясь с половинной скоростью.
Электромагнитные муфты сцепления—торможения служат
для сцепления редукторов с валами электродвигателей и тормо-
жения редукторов при прекращении электропитания.
Фрикционная муфта предназначена для защиты электромеха-
низма от возможных перегрузок.
Электромеханизмом управляют из кабины экипажа с помощью
нажимного переключателя на левом штурвале. Переключатель
имеет механический предохранитель. На всех режимах полета,,
если стабилизатором не управляют,, механический предохранитель
должен быть закрыт. Отпущенный переключатель автоматически
занимает нейтральное положение. При нажатии переключателя
вниз (на себя) носок стабилизатора опускается — самолет кабри-
рует, при нажатии вверх (от себя) носок поднимается — самолет
пикирует.
При отказе основного переключателя переходят на управление
стабилизатором от резервного переключателя, расположенного на
центральном пульте пилотов. Ручка резервного переключателя за-
щищена от случайного включения предохранительным колпачком.
Ручка управляет одновременно четырьмя переключателями (для
каждого электродвигателя механизма установлено по два отдель-
ных резервных переключателя). При переходе на управление от
резервных переключателей основной переключатель автоматичес-
ки отключается. Для того чтобы вновь перейти на управление ос-
новным переключателем (при исправной системе стабилизатора),,
выключают, а затем включают автоматы защиты электрической
сети резервного управления.
Для исключения непроизвольного перемещения стабилизатора
при попадании ложного сигнала в одну любую цепь управления
электросистема управления стабилизатором выполнена по двух-
проводной схеме. Переключателями, установленными под резерв-
ной ручкой управления, пользуются также для раздельной провер-
ки цепей управления при наземном обслуживании для предотвра-
щения накапливания отказов в цепях управления.
Установленные в электросистеме коробки защиты двигателя
(КЗД) предназначены для автоматического отключения электро-
двигателя при обрыве фазы и для автоматической задержки вклю-
чения муфты сцепления — торможения на 0,5 с по отношению к
электродвигателю при его включении.
Положение стабилизатора определяют по указателю на при-
борной доске против левого пилота. Датчик положения стабили-
272
затора расположен на блоке концевых выключателей, останавли-
вающих стабилизатор в крайних положениях.
Во время стоянки самолета стабилизатор обязательно устанав-
ливается в горизонтальное положение. При этом на верхнем пуль-
те пилотов загорается красное светосигнальное табло «Стабилиза-
тор не отклонен», напоминая пилотам о необходимости отклоне-
ния стабилизатора перед взлетом на взлетный угол.
Управление триммерами руля высоты (рис. 9.6). Руль (обе по-
ловины) снабжен двумя парами триммеров: триммерами ручной
балансировки (внутренняя пара) и триммерами автоматической ба-
лансировки (внешняя пара). Проводка управления триммерами —
тросовая. Триммеры ручной балансировки управляются вручную
с помощью штурвальчиков, установленных на боковых панелях
центрального пульта со стороны каждого пилота.
Штурвальчики управления триммерами имеют общий барабан,
на котором закрепляются и наматываются стальные тросы. От ба-
рабана из центрального пульта тросы проходят через систему ро-
ликов и направляющих по всему фюзеляжу, килю, разветвляются
в стабилизаторе к правой и левой половинам руля высоты и под-
ходят к барабанам винтовых механизмов триммеров. Винтовые
механизмы соединены между собой дополнительным, замыкаю-
щим систему тросом.
Внутри руля высоты тросовая и жесткая проводки с механиз-
мами расположены так, что при всех отклонениях руля положение
триммеров остается неизменным. Они отклоняются только при
вращении штурвальчиков. Со штурвальчиками связаны механи-
ческие указатели углов отклонения триммеров, расположенные на
центральном пульте. На пульте установлен зеленый светосигнали-
затор, который загорается при нейтральном положении тримме-
ров. Сигнал на загорание светосигнализатора поступает от кон-
цевого выключателя, установленного в механизме сигнализации
нейтрального положения. Максимальные отклонения триммера
ручной балансировки хвостиком вверх—на угол 10°, хвостиком
вниз — на угол 15°.
Для снятия усилий с рулевой машины автопилота и с целью
исключения резкого перемещения штурвала при отключении ру-
левой машины от проводки управления система автоматического
управления осуществляет автоматическое триммирование руля
высоты. Триммирование производится только при включенном ка-
нале «АП высоты». Переключатель управления триммерами авто-
матической балансировки, установленный на центральном пульте
пилотов, предназначен только для возвращения триммера в ней-
тральное положение после отключения системы автоматического
управления самолетом. Включение автопилота должно произво-
диться при нейтральном положении триммеров автоматической
балансировки. Диапазон отклонения триммеров автоматической
балансировки ±3,2°.
Триммеры автоматической балансировки управляются сдвоен-
ной рулевой машиной, установленной в стабилизаторе. Машина
273
Рис. 9.6. Система управления триммерами руля высоты:
/—правый штурвал управления триммерами ручной балансировки руля высоты (на центральном пульте пилотов); 2—тросы управления и
тандеры; 3—направляющие ролики и колодки; 4— механизм сигнализации нейтрального положения триммеров; 5—герметичные выводы
тросов на шп. № 85; 6—центральный узел автоматической балансировки с рулевой машиной; 7—механизм ручного управления внеш-
ними триммерами; 8—триммер внешний; 9—триммер внутренний; 10— механизм автоматического управления внутренними триммерами;
11— рулевая машина; /2—редуктор; /3—направляющие ролики и тросы; 14— накладки; 15—резиновый сердечник; 16—трос управления
триммерами
соединена цепной передачей с валом, на котором закреплен бара-
бан. От барабана центрального узла отходит тросовая передача
на барабаны винтовых механизмов, имеющихся в обеих полови-
нах руля высоты. Винтовые механизмы через качалки и тяги от-
клоняют триммеры. К винтовому механизму в правой половине
руля подсоединен датчик углов отклонения триммера автомати-
ческой балансировки. Указатель положения триммера и индикатор
усилий установлены на приборной доске пилотов. По индикатору
усилий пилот определяет усилие на штурвале в момент отключе-
ния автопилота. При включенном автопилоте руль высоты балан-
сируется с помощью триммеров автоматической балансировки.
В случае недостаточной эффективности автоматического тримме-
ра (при отклонении планки «Т»—тангаж на индикаторе усилий)
отключают САУ, перебалансируют самолет триммерами ручной
балансировки и вновь включают САУ.
УПРАВЛЕНИЕ ЭЛЕРОНАМИ, ТРИММЕРАМИ
ЭЛЕРОНОВ И ИНТЕРЦЕПТОРАМИ
Система управления элеронами обеспечивает поперечное уп-
равление самолетом (управление креном) во всем диапазоне ско-
ростей полета.
Элерон на каждой ОЧК выполнен из трех секций, которые свя-
заны между собой системой тяг и качалок. На средних секциях
имеются триммеры и сервокомпенсаторы, на внутренних — только
сервокомпенсаторы.
На каждой ОЧК на верхней плоскости установлено по четыре
секции интерцепторов, которые в полете с выпущенными закрыл-
ками работают вместе с элеронами, увеличивая эффективность
поперечного управления. Кроме того, интерцепторы используются
как гасители подъемной силы.
Управление элеронами (рис. 9.7). Элероны управляются штур-
валами, которые тросовой проводкой соединены между собой и с
центральным сектором элеронов. От сектора до элеронов провод-
ка выполнена тягами, перемещающимися в направляющих и на
качалках. Проводка подключена к пружинным сервокомпенсато-
рам (рис. 9.8) на внутренних секциях элеронов, которые представ-
ляют собой вспомогательные рулевые поверхности, закрепленные
в хвостовой части элерона.
Работа сервокомпенсатора. Сервокомпенсатор фик-
сируется относительно элерона пружинным цилиндром, расположен-
ным в носке внутренней секции элерона и соединенным с серво-
компенсатором с помощью тяг и качалок. Пружинный цилиндр
позволяет сервокомпенсатору отклоняться относительно элерона
вверх на угол 27°30' и вниз на угол 19°.
К одной из качалок подключена тяга проводки управления от
штурвалов. Пока усилие на этой тяге преодолевает шарнирный
момент элерона, но остается недостаточным для обжатия пружин-
275
КЗ
s
Установка качалки в герметичном
выводе
К проводке
управления
К средней секции
мереной
Рис. 9.8. Управление сервокомпенсатором элерона:
1—лонжерон отъемной части крыла; 2—пружинная стойка; 3—рычаг; 4—внутренняя секция
элерона; 5—распределительная качалка; 6—тяга, отклоняющая сервокомпенсатор; 7—сер-
вокомпенсатор
ного цилиндра, сервокомпенсатор при отклонении элерона остает-
ся неподвижным по отношению к нему.
При увеличении шарнирных моментов на элероне пружинный
цилиндр обжимается и сервокомпенсатор начинает поворачивать-
ся относительно элерона в сторону, противоположную его откло-
нению, снижая шарнирный, момент на элероне и ограничивая тем
самым нагрузку на штурвале суммой максимального усилия по
пружинной стойке и усилия на отклонение сервокомпенсатора.
Наличие пружинного сервокомпенсатора позволяет управлять
элероном без гидроусилителя, обеспечивая получение допустимых
для пилота усилий на штурвале на всех режимах полета.
Для компенсации сокращения фюзеляжа в результате воздей-
ствия низких температур в проводку управления между шп. № 29
и 34 установлены компенсационные качалки.
Соединения тяг проводки управления с качалками и между
собой производятся специальными дублированными шарнирами.
Выход проводки управления из герметичной кабины осуществ-
ляется через герметичный узел.
Рис. 9.7. Система управления элеронами:
1—штурвал управления; 2—тяга с направляющими; З-компенсацион-
ная качалка; 4—рулевая машина автопилота; 5—механизм стопорения;
6—качалка в герметичном выводе; 7—внутренняя секция элерона; 8—
сервокомпенсаторы; 9—средняя секция элерона; 10—триммер; 11—внеш-
няя секция элерона; 12—пружинная стойка сервокомпенсатора; 13—
электромеханизм МП-100МТ; 14—ось; 15—гайка; 16—уплотнительная
лента; 17—герметик; 18—кронштейн; 19—подшипник; 20—сальник; 21—
резиновое уплотнительное кольцо; 22—узел элеронной проводки для
подсоединения бустера интерцепторов
Рис. 9.9. Установка рулевой машины автопилота в системе управления элеро-
нами:
1—рулевая машина; 2—трос; 3— сектор; 4—механизм отстрела; 5—рычаг; 6—компенсацион-
ные качалки проводки управления руля высоты и руля направления
В системе управления элеронами установлена сдвоенная руле-
вая машина системы автоматического управления самолетом
(рис. 9.9).
Барабан рулевой машины САУ соединен тросовой проводкой с
сектором проводки управления элеронами. Сектор связан с про-
водкой управления через пирозамок, позволяющий отключить ру-
левую машину автопилота при ее заклинивании.
Для ограничения отклонения элеронов в проводке управления
установлены следующие упоры:
упоры на качалках в проводке, соединяющей секции элерона,
которые ограничивают отклонение элеронов вверх на угол 27° и
вниз на 15°20' от нейтрального положения;
упоры на штурвале, ограничивающие отклонение штурвала на
угол ±125°. Эти упоры расположены в карданном соединении
вертикальной и горизонтальной труб штурвала и обеспечивают
запас хода штурвала на деформацию проводки управления под
нагрузкой. Без учета деформаций потребный ход штурвала на от-
клонение элеронов и сервокомпенсаторов составляет ±100°. Таким
образом, запас хода на деформацию составляет ±25°. Основная
деформация приходится на тросовый участок проводки;
упоры на качалке, расположенной на шп. № 13, ограничивают
перемещение жесткого участка проводки от шп. № 13 до элерона
(например, при наземной отработке управления с отсоединенным
элероном). Эти упоры вступают в действие при повороте штурва-
ла на угол ± 109°.
Наличие в системе управления элеронами пружинных серво-
компенсаторов и противофлаттерных грузов в носке элерона со-
278
здает такое положение, при котором элероны во время стоянки
самолета «всплывают» хвостиком вверх на угол 8°30' от нейт-
рального положения, при этом сервокомпенсаторы отклоняются
относительно элерона вверх на полный угол. Нейтральное поло-
жение элеронов при сервокомпенсаторах, вписанных в дужку эле-
рона, задано на угле 4° хвостиком вниз.
Управление триммерами элеронов. На средних секциях левого
и правого элеронов установлено по одному триммеру, управляе-
мому электромеханизмом МП-100МТ. Электромеханизмы распо-
ложены в носках правого и левого элеронов и обеспечивают от-
клонение триммеров на угол ±15°. Для ограничения максималь-
ных углов отклонения триммеров имеются упоры. Электромеха-
низмы включаются нажимными переключателями на центральном
пульте пилотов. Рядом с переключателями установлены два зе-
леных светосигнализатора, загорающихся при установке тримме-
ров в нейтральное положение. Рукоятки переключателей имеют
форму, позволяющую пилоту нажимать на оба переключателя од-
новременно. Это необходимо для того, чтобы балансировка элеро-
нов в полете производилась с помощью обоих триммеров одновре-
менно. Каждый переключатель имеет кроме нейтрального два по-
ложения — «Крен левый» и «Крен правый».
При одновременном нажатии обоих переключателей в сторону
«Крен правый» или в сторону «Крен левый» электродвигатели ме-
ханизмов включаются на разное вращение и отклоняют левый и
правый триммеры в разные стороны.
Управление интерцепторами. Интерцепторы — отклоняемые
щитки на верхней поверхности крыла (рис. 9.10, 9.11). Отклонение
интерцепторов вызывает интенсивный срыв потока, вследствие че-
го происходит резкое уменьшение подъемной силы крыла.
Интерцепторы на каждой половине крыла делятся на четыре
секции и при помощи тяг и качалок связаны с цилиндрами управ-
ления и гидравлическими усилителями. Интерцепторы отклоняют-
ся только вверх и используются в тормозном и элеронном режи-
мах управления.
В тормозном режиме интерцепторы отклоняются одно-
временно на левой и правой половинах крыла. Тормозной режим
интерцепторов используется в полете с убранными закрылками для
получения более крутой траектории снижения и на пробеге с вы-
пущенными закрылками сразу после касания земли для увеличе-
ния нагрузки на колеса с целью наиболее эффективного торможе-
ния. В этом режиме интерцепторы приводятся в действие с по-
мощью двух симметрично расположенных гидроцилиндров, полу-
чающих питание от основной или от аварийной гидросистемы,
причем отклонение интерцепторов синхронизируется жесткой ме-
ханической проводкой, соединяющей правые и левые цилиндры.
Максимальный угол отклонения интерцепторов в тормозном ре-
жиме — 45°. Выпущенные интерцепторы удерживаются в любом
промежуточном положении гидрозамками, запирающими полости
279
£
Рис. 9.10. Принципиальная схема управле-
ния интерцепторами:
1—электрогидравлический кран аварийного уп-
равления интерцепторами; 2—обратный клапан;
3—челночные клапаны; 4—электрогидравлический
кран гидроусилителей управления интерцептора-
ми в элеронном режиме; 5—предохранительный
клапан; 6—электрогидравлический
кран управления интерцепторами;
гидравлический кран основного управления _
терцепторами; 8—гидрозамки цилиндров тормоз-
ного отклонения интерцепторов; 9—цилиндр тор-
мозного отклонения интерцепторов; /0—проводка
синхронизации тормозного отклонения интерцеп-
торов; //—концевой выключатель сигнализации
включения тормозного режима; /2—механичес-
кий подкосный замок убранного положения ин-
терцепторов (для тормозного режима); 13— про-
филированная рейка (вход гидроусилителя); 14—
пружинное звено; 15—тяга в проводке управле-
ния элеронами; 16—дифференциальная качалка;
/7—концевой выключатель включения элеронного
режима; 18—механический замок; 19—цилиндр-
выключатель замка; 20—цилиндр гидроусилителя;
2/—гидроусилитель уплавления
элеронном
усилителя;
О&щая сеть
22
23
Um насосной
станции
режиме; 22—тяга к
23—звено обратной
цепторы
2
У,-
20
77
12
интерцепторами в
золотнику гидро-
связи; 24—интер-
запорный
7—электро-
{ ин-
Проводка синхронизации
тормозного режима ин-
терцепторов
жж
Ось заднего
лонжерона
\-дсь нервюры №10
Рис. 9.11. Система управления интерцепторами:
/_КаЧаЛКи с тягами; 2—силовой цилиндр; 3—гидравлический усилитель; 4—датчик положения интерцепторов; 5—интерцепторы; £—да-
мок-подкос тормозного режима; 7—концевой выключатель; 8—пружина подкоса
00
гидроцилиндров. Когда же воздушная нагрузка на интерцепторы
превышает допустимую, угол отклонения интерцепторов умень-
шается (интерцепторы «проседают», выдавливая жидкость из по-
лости «подъема» гидроцилиндров). Проседание возможно благо-
даря установленному в гидросистеме предохранительному клапа-
ну, стравливающему жидкость при давлении 240 кгс/см2 (2354\
ХЮ4 Па). В убранном положении интерцепторы удерживаются
гидрозамками и двумя механическими подкосными замками,
включенными в проводку управления.
Управление интерцепторами от основной гидросистемы осуще-
ствляется нажимным переключателем «Спойлеры»* с центрально-
го пульта пилотов. Переключатель имеет фиксатор, стопорящий
его в нейтральном положении.
Положение интерцепторов определяют по сдвоенному указа-
телю па приборной доске пилотов. Датчики указателя установ-
лены у внешних секций интерцепторов. При падении давления в
основной гидросистеме управление интерцепторами осуществляет-
ся от аварийной гидросистемы переключателем «Аварийные спой-
леры», расположенным также на центральном пульте, с одновре-
менным автоматическим отключением основной системы. Аварий-
ный переключатель закрыт предохранительной крышкой в сред-
нем положении «Отключено».
При нейтральном положении переключателя аварийного упра-
вления и отказе основной гидросистемы интерцепторы не фикси-
руются в определенном положении. Поэтому при отказе основной
гидросистемы переключатель аварийного управления устанавли-
вают в одно из включенных положений и при этом интерцепторы
соответственно занимают одно из крайних положений.
В случае выхода из строя основной и аварийной систем при
любом положении аварийного переключателя интерцепторы опус-
каются под действием набегающего воздушного потока, если элек-
трогидравличсские краны интерцепторов обесточены.
Выпуск интерцепторов от переключателя «Спойлеры» невозмо-
жен, если хотя бы один из РУД установлен на взлетный режим.
Если же интерцепторы были выпущены, то при установке хотя бы
одного из РУД на взлетный режим интерцепторы автоматически
убираются. Эта блокировка управления интерцепторами в зависи-
мости от положения РУД действует, если включен аварийный пе-
реключатель «Спойлеры, уборка от РУД», расположенный на ле-
вом пульте пилота.
Так как выпущенные интерцепторы создают кабрирующий мо-
меш, то они могут быть так же использованы при посадке с отка-
завшим в крейсерском положении стабилизатором. При такой по-
садке выключение переключателя «Спойлеры, уборка от РУД»
предотвращает уборку интерцепторов в случае ухода на второй
круг.
* На 'пультах нанесено название «Спойлеры».
282
Рис. 9.12. Установка гидроусилителя интерцепторов:
/—дифференциальная качалка; 2—сектор замка; 3—защелка замка; 4—рычаг защелки; 5—
гидроцилиндр-выключатель замка элеронного режима; 6—кронштейн крепления; 7—гидро-
усилитель; 8—управляющая точка; 9—силовая точка; 10—кулачковая рейка
При включении реверса двигателей интерцепторы можно выпу-
скать при любом положении РУД (блокировка отключается).
В систему сигнализации управления интерцепторами входят
два желтых светосигнализатора отклоненного положения интерцеп-
торов, установленных на приборной доске пилотов, загорающихся
при открывании механических подкосных замков, и красное свето-
сигнальное табло «Спойлеры отклонены» на верхнем пульте пило-
тов, которое горит, если интерцепторы отклонены при выпущенных
закрылках.
Элеронный режим управления интерцепторами автомати-
чески включается для увеличения эффективности поперечного уп-
равления при заходе самолета на посадку и при посадке по сигна-
лу выпуска закрылков.
При отклонении элерона вверх на одной половине крыла откло-
няется и интерцептор на этой же половине крыла, в то время как
интерцептор на другой половине крыла остается неотклоненным.
Максимальное отклонение интерцептора в элеронном режиме —
15°.
Отклоняемый интерцептор уменьшает подъемную силу на своей
половине крыла и создает тем самым момент крена, который сумми-
руется с моментом крена от отклоненных элеронов, улучшая попе-
речную управляемость самолета.
В элеронном режиме интерцепторы отклоняются двумя симмет-
рично расположенными необратимыми гидроусилителями БУ-160,
установленными на заднем лонжероне крыла, между нервюрами
№ 7—9 ОЧК (рис. 9.12) и соединенными с проводкой управления
элеронами в крыле.
28.3.
Гидроусилители получают питание либо от основной, либо от
аварийной гидросистемы. Подача давления от основной гидросис-
темы к золотникам гидроусилителей при выпуске закрылков озна-
чает включение элеронного режима.
При уборке закрылков электрогидрокран, подающий давление
к гидроусилителям, обесточивается и подает давление, минуя зо-
лотники гидроусилителей, в полости уборки гидроусилителей. Си-
ловые цилиндры гидроусилителей подсоединены к проводке управ-
ления через механические замки, которые в убранном положении
интерцепторов заперты. Эти замки открываются дополнительными
цилиндрами замков при подаче давления к гидроусилителям. При
открытых замках гидроусилителей на приборной доске пилотов
горят два зеленых светосигнализатора «Элеронный режим спойле-
ров».
От аварийной гидросистемы производится только уборка интер-
цепторов. При переключении аварийного переключателя на цент-
ральном пульте в положение «Уборка» автоматически отключает-
ся основная система питания гидроусилителей, и давление из ава-
рийной гидросистемы подается непосредственно в полости уборки
гидроусилителей, минуя их золотники.
Управляющее движение от штурвала или от рулевой машины
САУ на золотники гидроусилителей поступает с проводки управле-
ния элеронами.
Так как в полете с убранными закрылками гидроусилители ин-
терцепторов отключены и не должны при этом препятствовать пе-
ремещению элеронной проводки, в конструкции гидроусилителя
БУ-160 предусмотрено кулачковое устройство в передаче от управ-
ляющей точки к золотнику, которое обеспечивает свободное пере-
мещение управляющей точки на полный ход при отключенном гид-
роусилителе.
В проводку управления интерцепторами включены две симмет-
рично расположенные дифференциальные качалки. К этим качал-
кам подсоединены проводка от гидроусилителей и проводка, иду-
щая от цилиндров тормозного режима, установленных на заднем
лонжероне центроплана между нервюрами № 10—12. Дифференци-
альные качалки позволяют отклонять интерцепторы как в одном
из режимов (элеронном или тормозном), так и в совместном режи-
ме работы (элеронном+ тормозном). Совместный режим работы
интерцепторов используется только при пробеге на посадке. В этом
случае элеронное отклонение интерцепторов отсчитывается от мак-
симального тормозного, и предельное отклонение интерцепторов
составляет таким образом угол 60°.
Гидроусилитель БУ-160
Отличительными особенностями этого гидроусилителя (рис. 9.13) являются:
отсутствие жесткой связи между управляющей и силовой точками гидроусили-
теля, а также его способность работать как в следящем (основном) режиме, так
и в режиме аварийной уборки.
284
Рис. 9.13. Принципиальная схема гидроусилителя БУ-160:
/—фильтр; 2—челночный клапан; 3—обратный клапан; 4—плунжер; 5—гидрозамок; 6—термоклапан; 7—цилиндр; 8—шток силового ци-
линдра; 9—полость выпуска интерцепторов; 10—полость уборки интерцепторов; //—распределитель; 12—ролик; 13—качалка; /-/—управляю-
щий шток
При работе в следящем режиме канал ц соединен со сли-
вом, а каналы а и б соединены между собой через челночный клапан. Давле-
ние в гидроусилитель подается через канал п и поступает к золотнику бустера,
обратному клапану ,и плунжеру гидрозамка. При этом обратный клапан закры-
вается, а плунжер открывает гидрозамок и соединяет каналы б и в, подготав-
ливая таким образом магистраль для сообщения золотника с полостью уборки
силового цилиндра гидроусилителя. Полость выпуска сообщена с золотником по-
стоянно.
Управление золотником гидроусилителя осуществляется через кулачковое
устройство, состоящее из коромысла, закрепленного на штоке гидроусилителя и
связанного с золотником, и профилированной штанги, в выступы которой упи-
раются ролики коромысла и которая может свободно перемещаться относитель-
но' штока бустера.
При отклонении штурвала штанга перемещается, коромысло перекашивает-
ся и поворачивает связанный с ним золотник, открывая доступ жидкости в по-
лость уборки или выпуска силового цилиндра гидроусилителя соответственно с
перемещением штанги. Шток гидроусилителя, перемещаясь, передвигает связанное
с ним коромысло относительно штанги. При этом перекос коромысла ликвиди-
руется, золотник закрывается, и шток гидроусилителя останавливается. Таким
образом, осуществляется слежение силовой точки 1 ндроусилителя, связанной с
рулем, за управляющей точкой, связанной со штурвалом.
Скорость движения штока гидроусилителя связана с величиной открытия
рабочих окон золотника, зависящей от угла его поворота, который, в свою оче-
редь, определяется величиной перекоса коромысла кулачкового устройства, за-
висящей от перемещения управляющей штанги относительно штока гидро-
усилителя.
В случае прекращения подачи давления в канал п, клапан гидрозамка под
воздействием своей пружины перекрывает канал в и запирает жидкость в левой
потести силового цилиндра гидроусилителя, препятствуя таким образом переме-
щс.шю его штока в сторону выпуска интерцепторов. Одновременно канал в со-
общается с термоклапаном, который при превышении расчетного давления в
з. м - нутой полости цилиндра соединяет се со сливом.
При аварийной уборке интерцепторов канал п соединен со сли-
вом, давление подается в канал ц и перекладывает челночный клапан. При этом
канал б отсекается от канала а, сообщается с каналом ц, и давление по нему
поступает в левую полость силового цилиндра гидроусилителя, перемещая его
шток в сторону уборки интерцепторов. Жидкость из правой полости цилиндра
гидроусилителя вытесняется в канал п на слив через обратный клапан. После
окончания уборки интерцепторов, когда шток гидроусилителя полностью выдви-
нется и остановится, а давление в каналах бив выравнится, гидрозамок за-
кроется и шток окажется зафиксированным в выпущенном положении, удер-
живая нагрузку, действующую на отсос интерцепторов.
УПРАВЛЕНИЕ РУЛЕМ НАПРАВЛЕНИЯ
И ТРИММЕРОМ РУЛЯ НАПРАВЛЕНИЯ
Руль направления (рис. 9.14) предназначен для управления
самолетом относительно вертикальной оси и выдерживания нап-
равления полета. Основным режимом управления рулем направле-
ния является бустерный режим с использованием необратимого
гидроусилителя АРМ-62Т, включенного в проводку управления в
связи с применением демпфера рыскания, который демпфирует бо-
ковые короткопериодические колебания самолета.
При отказе гидроусилителя усилия, необходимые для отклоне-
ния руля направления, создаются на педалях пилотом. Для их
уменьшения на руле установлен пружинный сервокомпенсатор.
Управление рулем направления осуществляется от двух пар пе-
далей, связанных между собой. Педали с помощью механической
286
Рис. 9.14. Система управления рулем направления:
/—педали управления; 2—ручка аварийного отключения бустера; 3— трос с направляющими роликами; 4—загрузочное устройство; 5—тяги
с направляющими; 6—компенсационная качалка; 7—цилиндр подсоединения к дифференциалу; 8—тандер; 9—рулевая машина автопило-
та; 10—бустер АРМ-62Т; //—руль направления; /2—сервокомпенсатор- 13—пружинная стойка сервокомпенсатора; 14—триммер; /5—электро-
механизм триммера; 16—механизм МП-100МТ триммерного эффекта; 17—рычаг; 18—качалка с тягами управления рулем направления; 19—
качалка с тягами управления рулем высоты; 20—механизм МП-250Р включения загрузочного устройства; 2/—загрузочный цилиндр; 22-
дифференциал аварийной системы торможения; 23—тяга ручного управления аварийного отключения бустера; 24—электродвигатель нд-
сосной станции
Рис. 9.(15. Установка рулевых
машин автопилота в канале
управления рулем высоты и
рулем направления:
/—гермовывод; 2—рычаг гермовы-
вода; 3—тяга с промежуточной ка-
чалкой подключения рулевых ма-
шин автопилота; 4—сектор с тросом;
5—рулевая машина автопилота уп-
равления рулем высоты; 6—рулевая
машина автопилота управления ру-
лем направления
проводки, состоящей из
тяг, перемещающихся в
направляющих или на
качалках, соединены че-
рез бустер с пружинным
сервокомпенсатором руля
направления. Принцип
работы пружинного сер-
вокомпенсатора описан в
подразделе «Управление
элеронами, триммерами
элеронов и интерцепто-
рами».
Для создания усилий
на педалях при бустер-
ном управлении к про-
водке управления под-
ключено загрузочное уст-
ройство. При выключении
бустера загрузочное уст-
ройство автоматически
отключается.
В проводку управле-
ния рулем направления включены компенсационные качалки, ус-
тановленные между шп. № 41—45 в одном узле с компенсацион-
ными качалками руля высоты. На шп. № 85 расположены меха-
низм подключения к системе управления сдвоенной рулевой ма-
шины системы автоматического управления и механизм аварий-
ного отсоединения (пиротехнического отстрела) этой машины.
Узел установки рулевой машины совмещен с узлом установки та-
кой же машины системы управления рулем высоты (рис. 9.15).
Герметичный вывод проводки управления рулем направления,
совмещенный с аналогичным выводом проводки управления рулем
высоты, установлен на шп. № 85.
Тяги проводки управления рулем направления в отличие от тяг
проводок управления рулем высоты и элеронами выполнены без
дублирования наконечников и шарнирных болтов.
В проводке управления между шп. № 63 и 64 установлен диф-
ференциал аварийного торможения колес шасси.
288
1
Рис. 9.16. Общий вид педалей:
/—тормозные подножки; 2—подножки педалей; 3—коромысло; 4—тяга регулирования пе-
далей по росту пилота; 5—механизм регулирования педалей по росту; 6—колонки педалей;
7—тормозные тяги; 8—переключатель механизма регулирования по росту пилота; 9—ры-
чаги; 10—электрические потенциометры тормозной системы
Для снятия балансировочных усилий с педалей при безбустер-
ном управлении пилот отклоняет триммер руля направления, рас-
положенный в верхней части руля. Триммер отклоняется электро-
механизмом, переключатель управления которым и зеленый свето-
сигнализатор сигнализации нейтрального положения триммера ус-
тановлены на центральном пульте пилотов.
Педали (рис. 9.16) управления рулем направления — качаю-
щегося типа с осью вращения под полом кабины. Каждая пара пе-
далей состоит из двух вертикальных колонок с вращающимися
подножками. Колонки соединены тягами с коромыслом, являющим-
ся также частью механизма регулировки педалей по росту пилота.
Для синхронизации движения обеих пар педалей их коромысла сое-
динены между собой тягами через центральную качалку с упорами,
ограничивающими ход педалей. Проводка управления подсоедине-
289
на к центральной качалке. Вращающаяся подножка снабжена тор-
мозной качалкой, при повороте которой относительно оси вращения
подножки на колонке приводится в движение система тяг и кача-
лок, нажимающая потенциометр тормозной системы. Для удобства
поворота подножек педалей на них закреплены специальные тор-
мозные упоры, на которые нажимает носок ноги пилота при тормо-
жении. Кинематически педали связаны таким образом, что при на-
жатии пилотом одной из педалей, соответствующая педаль другого
пилота будет отклоняться в ту же сторону, а вторые педали каждой
пары — в другую сторону. Регулировка педалей под рост пилота
производится перемещением вперед — назад коромысла с помощью
электромеханизма МЭК-3 через ходовой винтовой валик и муфту,
соединенную с коромыслом.
Основным режимом управления рулем направления является
бустерный режим, при этом управление рулем может осуществ-
ляться либо от педалей через гидроусилитель с включенным демп-
фером рыскания ДР-2М, либо от автопилота через гидроусилитель
с выключенным демпфером. Демпфирование в этом случае осуще-
ствляется автопилотом.
Автономная рулевая машина APM-S2T (рис. 9.17) объединя-
ет в одном агрегате гидроусилитель, насосную станцию с баком, демпфер рыс-
кания, систему рычагов включения машины в проводку с механизмом аварий-
ного отключения, гидромеханические стопоры и датчики контрольно-измеритель-
ных приборов.
Объединение перечисленных узлов в единый автономный агрегат повышает
надежность этой системы, упрощает ее Монтаж, проверку и обслуживание.
Включение насосной станции означает включение гидроусилителя в работу
и производится перед полетом на земле переключателем на левом пульте пи-
лота. Демпфирующая часть АРМ включается также перед полетом на земле с
помощью автомата защиты электрической сети.
Управление золотником гидроусилителя осуществляется от двух управляю-
щих точек, одна из которых соединена с педалями проводкой управления, а дру-
гая — с демпфирующей частью АРМ. Сигналы на демпфер поступают со сдво-
енного блока демпфирующих гироскопов ОБДТ-6 и преобразуются с помощью
управляющего реле в перемещение демпферного штока. Движение через демп-
ферную управляющую точку передается на золотник гидроусилителя. Этим же
золотником управляет и пилот через основную проводку управления, отклоняя
педали. Таким образом, на золотнике суммируются два движения управления —
от демпфера и от пилота. Золотник, в свою очередь, заставляет перемещаться
шток основного силового цилиндра. Шток силового цилиндра через систему тяг
л качалок передает движение на руль направления (на сервокомпенсатор), за-
ставляя его отклоняться. Демпфирующее движение гидроусилителя не переда-
ется на педали и пилот не ощущает неудобств при пилотировании. Отклонение
руля от демпфера не может превышать 2СД с от максимального отклонения руля
направления. При включении автопилота демпфер отключается н его шток сто-
порится. Управляющая точка демпфера становится неподвижной. Движение на
золотник передается через проводку управления от рулевой машины автопилота.
Педали при этом перемещаются в соответствии с движением проводки управ-
ления. При выключении насосной станции по причине какой-либо неисправно-
сти в работе АРМ полости силового цилиндра и цилиндра демпфера автома-
тически кольцуются, золотник гидроусилителя и шток демпфера стопорятся, и
нагрузка от руля передается на педали. Отклоняя педали для управления рулем,
пилот перемещает также силовой шток в закольцованном цилиндре гидроуси-
лителя.
Если неисправность, возникшая в АРМ, приводит к затруднению или невоз-
можности перемещения силового штока в закольцованном цилиндре при управ-
290
К педалям
Рис. 9.17. Схема работы машины АРМ-62Т:
1—стопор; 2—золотник; 3—поршень; 4—фильтры; 5—заливной клапан; 6—клапан стравли-
вания воздуха; 7—гидрокомпенсатор; S—датчик давления; 9—приемники сигнализатора тем-
пературы; 10'—клапан слива; //—насосная станция; /2—реле давления; 13—датчик обратной
связи; 14—реле; 15—сопла; /6—золотник демпфера; /7—поршень демпфера; 18—электромаг-
нитный клапан; 19—стопор демпфера; 20—дроссель; 2/—редукционный клапан; 22—пиро-
замок, соединяющий внешнюю и внутреннюю качалки; 23—поддерживающее звено; 24—
внешняя качалка; 25—внутренняя качалка
лении или в случае экстренной необходимости пилот может отключить АРМ,
открыв аварийный механический замок, связывающий силовой шток гидроуси-
лителя с внешней качалкой АРМ, к которой подсоединены входная и выходная
части проводки управления и которая является, таким образом, кинематическим
звеном проводки управления.
Аварийный замок может быть открыт либо пиротехнически от пиропатро-
нов, установленных на замке и срабатывающих при нажатии выключателя ава-
рийного отстрела АРМ на центральном пульте пилотов, либо механически с по-
мощью тросовой проводки и аварийной ручки, установленной на приборной дос-
ке пилотов. Насосная станция при срабатывании аварийного замка автоматиче-
ски выключается. Сигнализация контроля работы АРМ состоит из:
красного светосигнального табло «Давление насосной станции ниже допус-
тимого»;
красного светосигнального табло «Проверь температуру АРМ-62»;
светосигнального табло «Демпфер в нейтральном положении»;
указателя температуры жидкости насосной станции;
указателя давления в баке АРМ.
Все светосигнальные табло и приборы установлены на левом пульте пилота.
Кроме того, на верхнем пульте пилотов имеется красный светосигнализатор, за-
горающийся при срабатывании замка аварийного отключения машины АРМ-62Т.
Загрузочное устройство (рис. 938) предназначено для создания
усилий на педалях только при включенном гидроусилителе машины АРМ-62Т.
Б связи с этим загрузочное устройство включается автоматически после вклю-
чения насосной станции и при наличии давления в гидросистеме гидроусилителя.
Отключение загрузочного устройства производится также автоматически при па-
291
Положение элементов загрузочного-
устройства при выключенной ма-
тине АРМ-62Т
'7
Положение элементов загрузоч-
ного устройства при включенной
машине АРМ-62Т
Рис. 9.18. Загрузочное устройство:
1—малый рычаг; 2—нижняя качалка; 3—механизм включения загрузочного устройства
МП-250Р; 4—механизм триммерного эффекта МП-100МТ; 5—рычаг; 6—тяга управления ру-
лем направления; 7—качалка управления рулем направления; 8—качалка управления ру-
лем высоты; 9—загрузочный цилиндр
дении давления в гидросистеме при выключении насосной станции либо вследст-
вие неисправности.
Загрузочное устройство установлено и подсоединено к системе управления
рулем направления между шп. № 12—*13. Устройство состоит из загрузочного
пружинного цилиндра, электромеханизма включения загрузочного устройства МП-
25'0Р, электромеханизма триммерного эффекта МП-ФООМТ и системы качалок.
Кронштейн крепления загрузочного устройства имеет проушины в двух местах.
В одних проушинах вращается качалка, к которой подсоединены тяги, идущие
к педалям и к рулю направления, шток загрузочного пружинного цилиндра,
шток электромеханизма включения и рычаг включения, перемещающийся совме-
стно с этой качалкой, а также поворачивающийся относительно ее. В других
проушинах вращается опорная двуплечая качалка, к одному плечу которой под-
соединен корпус загрузочного пружинного цилиндра. Ко второму плечу опорной
292
качалки и к рычагу включения подсоединен электромеханизм триммерного эф-
фекта.
В выключенном положении загрузочного устройства пружинный цилиндр,
имеющий предварительную затяжку, являясь звеном параллелограмма, переме-
щается плоскопараллельно, не изменяя своей длины и не препятствуя отклоне-
нию качалки системы управления руля направления. При срабатывании электро-
механизма включения плечо I параллелограмма, образуемое рычагом включе-
ния, убирается до нуля (точка А совмещается с осью вращения качалки уп-
равления), опорная качалка фиксируется относительно кронштейна механизмом
триммерного эффекта п таким образом создает опору для пружинного цилинд-
ра. В этом положении поворот качалки управления вызывает сжатие или рас-
тяжение пружинного цилиндра и соответствующую загрузку педалей. В неко-
торых случаях требуется длительное балансировочное отклонение руля направ-
ления. Для разгрузки педалей в этих случаях используется электромеханизм
триммерного эффекта. Включая этот механизм, пилот перемещает опору загру-
зочного пружинного цилиндра так, чтобы восстановить его исходную длину и
тем самым снять нагрузку с педалей.
Включение механизма триммерного эффекта осуществляется тем же пере-
ключателем, расположенным на центральном пульте, которым включается элект-
ромеханизм триммера руля направления при безбустерном управлении. Распо-
ложенный рядом с переключателем зеленый светосигнализатор горит при нейт-
ральном положении механизма триммерного эффекта. Подсоединение переклю-
чателя триммирования и зеленого светосигнализатора нейтрального положения
либо к механизму триммерного эффекта, либо к триммерному механизму осу-
ществляется автоматически в зависимости от режима управления (бустерный
или безбхетерный).
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ЗАКРЫЛКАМИ
Для увеличения подъемной силы крыла при взлете ц посадке
на самолете применены выдвижные однощелевые закрылки (рис.
9.19). Закрылки состоят из четырех секций: двух внешних — на
правой и левой ОЧК и двух внутренних — на центроплане. Углы
отклонения закрылков: внешних — 26°30', внутренних — 36°.
Система управления закрылками — электромеханическая с дис-
танционным управлением. В систему входят: ручка управления,
электропривод, трансмиссия, шариковые винтовые механизмы, ме-
ханизмы концевых выключателей, указатель положения закрылков
и светосигнализаторы (рис. 9.20).
Трансмиссия проложена по заднему лонжерону крыла, при вы-
ходе из фюзеляжа валы трансмиссии проходят через гермовыводы.
Электропривод МПЗ-9ПТВ установлен на стенке шп. № 63 со
стороны багажно-грузового помещения № 2.
Выдвижение и отклонение каждой секции закрылков осуществ-
ляется путем ее перемещения по профилированным рельсам на
специальных роликовых каретках. Внутренние секции движутся по
двум рельсам, внешние — по трем. Рабочая часть рельсов выпол-
нена по радиусу. Каждая секция перемещается с помощью двух
винтовых механизмов. Гайка винтового механизма закреплена на
закрылке с помощью шкворня: а винт соединен с трансмиссией че-
рез редуктор с конической парой шестерен. Для вращения транс-
миссии используется электропривод М.ПЗ-9ПТВ. Трансмиссия пере-
дает вращение электропривода на исполнительные шариковые вин-
товые механизмы. Благодаря тому, что все винты соединены между
собой трансмиссией, их вращение происходит всегда синхронно.
293
CD
2^
Рис. 9.20. Размещение элемен-
тов сигнализации, контроля и
управления закрылками в ка-
бине экипажа:
/—светосигнальное табло «Закрыл-
ки убраны» ; 2—указатель положе-
ния закрылков; 3—светосигнализа-
торы; 4—ручка управления закрыл-
ками
Трансмиссия состоит из
валов, опор, редукторов,
карданных соединений и
гермовыводов.
Валы через один зак-
реплены на двух опорах с
ориентирующимися под-
шипниками и соединены
между собой ис редукто-
рами с помощью карда-
нов, допускающих угло-
вые перемещения одного
вала относительно друго-
го, что исключает их из-
гиб и заклинивание при
деформации крыла. Для
исключения возможности
несинхронного отклоне-
ния закрылков на правой
и левой половинах крыла
вследствие обрыва транс-
миссии валы и карданные
соединения дублированы
на участках от электро-
приводов до внутренних винтовых механизмов внешних закрылков.
.Перемещение закрылков в крайних положениях ограничивается
' путем выключения электродвигателей привода с помощью меха-
низма концевых выключателей. Кроме того, на винтах имеются
механические упоры.
Электропривод МПЗ-9Г1ТВ состоит из двух электродвигателей,
подключенных к входным валам суммирующего дифференциально-
го редуктора, выходной вал которого через обводной редуктор вра-
щает трансмиссию закрылков.
Рис. 9.19. Система управления закрылками:
/—механизм концевых выключателей; 2—редуктор; 3—карданное соединение; 4— винтовой
механизм отклонения закрылков; 5—угловые редукторы; 6—гермовывод; 7—рукоятка ручного
привода; 8—электромеханизм управления закрылками; 9—внутренний закрылок; 10—внеш-
ний закрылок; //—вал трансмиссии; /2—опора вала; 13—лента герметизации; 14—сальник
15—манжета; 16—труба внутренняя; 17—труба наружная; 18—крышка; 19—корпус гермовы-
вода; 20— герметик; 2/—упор убранного положения закрылка; 22—демпферное устройство;
23—упор выпущен/ного положения закрылка; 24—закрылок; 25—шкворень
295
Рис. 9.21. Установка привода закрылков:
/—электропривод МПЗ-9ПТВ; 2—вал трансмиссии; 3—маховик; 4—рукоятка ручного приво-
да; 5—обводной редуктор; 6'—карданы
Каждый из электродвигателей соединен с соответствующим
входным валом редуктора с помощью муфты сцепления — торможе-
ния, получающей питание постоянным током. При включении элек-
тродвигателя муфта сцепляет его вал с входным валом редуктора,
а при выключении расцепляет их и тормозит входной вал и соеди-
ненные с ним шестерни планетарного редуктора.
Благодаря такому устройству выходной вал редуктора при вы-
ключении обоих электродвигателей будет тормозиться и удержи-
вать закрылки в установленном положении.
При выходе из строя и выключении одного из электродвигате-
лей частота вращения выходного вала планетарного редуктора
уменьшается вдвое при сохранении крутящего момента. Время вы-
пуска и уборки закрылков при этом увеличится в два раза.
К редуктору электромеханизма может быть подсоединена руко-
ятка ручного привода (рис. 9.21). Эта рукоятка съемная, она вхо-
дит в комплект наземного оборудования. Ручной привод закрылков
предназначен для проверочных и регулировочных работ при налад-
ке и эксплуатации системы управления закрылками. Кроме того, на
самолете установлен винт с маховиком, с помощью которого при
296
3
Рис. 9.22. Механизм концевых выключателей:
1—датчик положения закрылка; 2—рычаг; 3—концевые выключатели; 4—кулачок; 5—веду-
щий вал; 6—червячная передача
установке рукоятки происходит ее соединение с выходным валом
привода.
Каждый электродвигатель в механизме управления закрылками
имеет раздельное силовое питание (с разных ЦРУ).
Для предотвращения самопроизвольного срабатывания электро-
механизма при попадании постороннего сигнала в электроцепи уп-
равления электродвигателями включение каждого электродвигате-
ля осуществляется с помощью двух последовательно включенных
контакторов, управление которыми производится по двум отдель-
ным цепям. Монтаж всей коммутационной аппаратуры выполнен в
отдельной коробке, установленной в заднем багажно-грузовом по-
мещении.
Шариковые винтовные механизмы (см. рис. 9.19) являются ис-
полнительными органами системы управления закрылками, так как
непосредственно производят выпуск и уборку закрылков. На каж-
дой половине крыла установлено по четыре винтовых механизма.
Особенностью винтовой пары является то, что скольжение в ней
заменено качением, благодаря тому, что шарики помещены между
гайкой и винтом в специальных канавках. Такая конструкция
позволила резко повысить КПД механизма.
Гайки винтовых механизмов крепятся к закрылкам через
шкворни, винты — к соответствующим редукторам через карда-
ны. На концах винтов установлены упоры выпущенного и убранно-
го положения закрылков. Ответные упоры расположены на гайке,
10 1564
297
1
2
Рис. 9.23. Ручка управления закрылками:
/—рукоятка; 2—винт; 3— пружина; 4—стержень; 5—переключатель; 6—поводок; 7—фиксатор;
8—центральный пульт пилотов
причем упор убранного положения соединен с демпферным уст-
ройством, закрепленным на гайке.
На торце гайки, обращенной к кардану, имеется специальная
щетка («дворник») для удаления грязи с винта.
Механизмы концевых выключателей (рис. 9.22) установлены
между винтовыми механизмами внутренних закрылков и служат
для выключения электродвигателей привода закрылков в крайних
положениях, а также используются для сигнализации и индикации.
Концевые выключатели нажимаются кулачками, которые приво-
дятся во вращение трансмиссией.
Электроприводом закрылков управляют из кабины экипажа с
помощью ручки, расположенной на центральном пульте пилотов.
Ручка (рис. 9.23) управляет переключателями, включающими
электродвигатели привода. Она имеет фиксатор со стопором, пред-
отвращающий ее непреднамеренное перемещение из одного поло-
298
жения в другое. Фиксатор освобождает ручку после нажатия на ша-
риковую головку. Снятие ручки с фиксатора возможно только пос-
ле отжатия стопорного кольца вниз и его поворота на угол 90°.
Ручка имеет три фиксированных положения: «Уборка», «Выпуск»
и «Останов в промежуточном положении».
Положение закрылков контролируют при помощи сдвоенного
указателя ИП32-01 (для левых и правых закрылков), установлен-
ного на приборной доске против правого пилота. Датчики положе-
ния закрылков установлены на механизмах концевых выключате-
лей. Два желтых светосигнализатора под указателями положения
закрылков горят при неубранном положении левых и правых зак-
рылков.
Кроме того, на верхнем щитке имеется красное светосигнальное
табло «Закрылки убраны», которое служит для предупреждения
пилота перед взлетом о невыпущенном положении закрылков. Оно
загорается только на земле при обжатом амортизаторе основной
опоры самолета.
СИСТЕМА СТОПОРЕНИЯ РУЛЕЙ И ЭЛЕРОНОВ
На время стоянки самолета руль высоты, руль направления и
элероны стопорятся для предохранения от поломок при сильном
ветре или от воздействия реактивных струй самолетов, проходящих
рядом. Органы управления стопорятся с помощью двух электроме-
ханизмов МП-100МТ, включаемых из кабины экипажа, причем сто-
порение руля высоты и элеронов производится путем стопорения
соответствующих проводок управления, а руль направления стопо-
рится непосредственно (рис. 9.24, 9.25).
Для предотвращения взлета с застопоренными рулями, а так-
же возможности застопоривания рулей в полете вследствие непред-
намеренного включения или отказа системы предусматриваются
следующие меры:
руль высоты и элероны стопорятся при положении штурвалов,
полностью отданных от себя и развернутых до конца в положение
правого крена, что не может остаться незамеченным при взлете, а
г> полете крайне маловероятно;
управляющие цепи стопорения отключаются в полете от борто-
вой электрической сети автоматом защиты, при невыключении кото-
рого горит красный светосигнализатор.
Стопорение руля высоты и руля направления осуществляется
одновременно с помощью одного электромеханизма. Для стопоре-
ния руль направления устанавливается в нейтральное положение,
а руль высоты отклоняется хвостиком вниз на угол 13°.
Электромеханизм и перемещаемый им в направляющей засов
смонтированы в носке руля направления. Между электромеханиз-
мом и засовом имеется поджатая пружина, позволяющая электро-
механизму отработать и подготовить засов к стопорению, если он
не находился в момент включения электромеханизма против выре-
за в секторе стопорения. Сектор стопорения руля направления зак-
10*
299
15—качалка;
руля направ-
Рис. 9.24. Схема размещения механизмов стопорения:
1—механизм стопорения элеронов; 2—механизм стопорения рулей направления и
высоты; 3—тяги управления элеронами; 4—качалка с сектором; 5—положение сто-
порного сухаря при застопоренных и растопоренных элеронах; 6—концевой выклю-
чатель; 7—электромеханизм; 8—стенка отсека основных опор шасси; 9—задний лон-
жерон киля; 10—сектор-качалка стопорения руля высоты; 11—тяга управления ру-
лем высоты; 12—упор; 13—руль направления; 14—электромеханизм;
16—концевой выключатель; 17—стержень-засов; 18—сектор стопорения
ления
Положение ролика при полностью
Рис. 9.25. Схема стопорения рулей и элеронов:
/—педали и проводка управления руля направления; 2—штурвал и проводка управления руля высоты; 3—штурвал и проводка управле-
ния элеронами; 4—сектор элеронов; 5—стопорная качалка; 6—концевой выключатель; 7—электромеханизм стопорения элеронов; 8—демп-
фер-бустер; 9—упоры-ограничители отклонения элеронов; 10—внутренняя секция элерона; 11—сервокомпенсатор элерона; 12—средняя
гекция элерона; 13—триммер; 14—внешняя секция элерона; /5—сервокомпенсатор руля направления; 16—корпус пружины; /7—сектор сто-
Со порения руля высоты; 18—сектор стопорения руля направления; 19— вырез в секторе; 20—руль направления; 21—электромеханизм стопоре-
2 ния руля высоты и руля направления; 22—засов; 23—руль высоты
реплен на хвостике киля и имеет выступы по краям для ограниче-
ния отклонения руля, а также вырез в середине для стопорения ру-
ля направления. В этом же вырезе перемещается в направлении,
перпендикулярном плоскости сектора стопорения руля направления,
подвижный сектор, принадлежащий качалке системы управления
рулем высоты, установленной на заднем лонжероне киля.
Сектор качалки руля высоты выполнен так, что заполняя вырез
в секторе стопорения руля направления делает невозможным сто-
порение ни руля направления, ни руля высоты до тех пор, пока
руль высоты не будет отклонен хвостиком вниз на угол 13^ и сектор
качалки руля высоты не освободит вырез в секторе стопорения. Во-
шедший в вырез сектора стопорения засов будет стопорить одновре-
менно как руль направления, так и руль высоты, не позволяя пере-
мещаться сектору качалки руля высоты.
Стопорение системы управления элеронами осуществляется на
качалке, расположенной в отсеке главных опор шасси с помощью
элсктромеханизма. Элероны стопорятся в полностью отклоненном
положении, соответствующем правому крену, при отклоненных сер-
вокомпенсаторах с полностью обжатыми пружинными стойками. Это
делается для полной фиксации элеронов при стопорении и для уст-
ранения возможности их отклонения на величину угла «всплыва-
ния» вследствие обжатия пружинных стоек сервокомпенсаторов.
Механизм стопорения элеронов состоит из сектора, закреплен-
ного на качалке управления элеронами, рычага со стопорным суха-
рем, установленного на кронштейне, пружинной стойки, соединяю-
щей электромеханизм с рычагом концевых выключателей сигнали-
зации. Пружинная стойка позволяет электромеханизму отработать
и подготовить механизм к стопорению, если в момент включения
электромеханизма вырез в секторе не находился против сухаря
стопорного рычага.
Переключатель управления электромеханизмами стопорения
(один на оба МП-100МТ) и зеленый светосигнализатор расстопо-
ренного положения расположены на левом пульте пилота. Светосиг-
нализатор загорается при расстопоривании рулей и элеронов толь-
ко тогда, когда оба стопора приходят в крайнее отстопоренное по-
ложение и нажимают при этом концевые выключатели сигнализа-
ции. Горящее при застопоренных рулях красное светосигнальное
табло «Рули застопорены», расположенное на верхнем пульте пи-
лотов, должно при этом погаснуть. Если при расстопоривании хотя
бы один из стопоров не нажмет свой концевой выключатель, зеле-
ный светосигнализатор на левом пульте не загорается, а на верх-
нем пульте продолжает гореть светосигнальное табло «Рули засто-
порены».
При сильном ветре расстопоривать и застопоривать рули разре-
шается только с включенным гидроусилителем АРМ-62Т.
Глава 10
ШАССИ САМОЛЕТА
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Самолет Ил-62 имеет трехопорное шасси, состоящее из перед-
ней опоры со спаренными колесами и двух основных опор с четы-
рехколесными тележками, которые убираются в полете в отсеки
(рис. 10.1).
Колея шасси — 6800 м. Ьаза шасси при необжитом амортизато-
ре передней опоры — 24488 мм. Ширина полосы, потребной для
разворота самолета, 60 м.
Особенностью данной схемы является расположение основных
опор шасси относительно центра масс самолета.
Обычно основные опоры располагают позади центра масс само-
лета. При таком расположении основных опор исключается возмож-
ность опрокидывания самолета на хвост. На самолете Ил-62 основ-
ные опоры шасси расположены так, что все возможные положения
центра масс загруженного самолета расположены впереди основ-
ных опор, и только положения центра масс незагруженного самоле-
та — сзади.
Для предотвращения опрокидывания незагруженного самолета
на хвост и создания необходимой нагрузки на переднюю опору са-
молета при рулении и стоянке в хвостовой части фюзеляжа уста-
новлена специальная хвостовая опора, которая убирается после
загрузки самолета и выпускается перед разгрузкой. При взлете, по-
садке и в полете хвостовая опора находится в убранном положе-
нии. При этом колеса хвостовой опоры выступают за габариты
фюзеляжа, предохраняя фюзеляж от возможного касания о землю
при посадке самолета с углами, близкими к максимальному поса-
дочному.
Уборка или выпуск передней и основных опор самолета произ-
водится одновременно. Передняя опора убирается вперед против
воздушного потока в негерметичный отсек носовой части фюзеляжа,
основные опоры — в негерметичные отсеки средней части фюзеля-
жа и центроплана. Отсеки шасси закрываются створками. Большие
створки закрываются как при убранном, так и при выпущенном по-
ложении шасси, малые — только при убранном.
Уборка и выпуск опор шасси, больших створок, а также откры-
вание их замков производятся с помощью гидроцилиндров от ос-
новной гидравлической системы самолета. В случае отказа основ-
333
Рис. 10.1. Схема шасси самолета
ной гидравлической системы выпуск опор самолета происходит от
аварийной системы.
Все опоры имеют жидкостно-газовые амортизаторы, которые
совместно с пневматиками колес поглощают ударные нагрузки,
действующие на самолет при взлете, посадке и передвижении по
аэродрому.
Колеса передней опоры управляемые. Поворот колес использу-
ется для управления самолетом на земле при рулении, взлете и по-
садке. При рулении самолета колеса передней опоры могут пово-
рачиваться в пределах 55° б каждую сторону от оси самолета, что
обеспечивает разворот самолета на ВПП шириной 60 м (рис. 10.2).
Все колеса основных опор имеют дисковые тормоза с гидравли-
ческим приводом. Управление тормозами — электродистанционное
от тормозных подножек, установленных на педалях управления
рулем направления. Основная система торможения снабжена про-
тивогазовым устройством, обеспечивающим оптимальную работу
тормозов при различных состояниях взлетно-посадочных полос.
Кроме основной системы торможения имеется аварийная гидро-
азотная система, включаемая ручкой аварийного торможения на
центральном пульте пилотов. С введением в действие аварийной
системы торможения противоюзовое устройство отключается.
Затормаживание колес основных опор на стоянке самолета осу-
ществляется по линии стояночного торможения от гидроаккумуля-
торов основной тормозной системы.
30 4
Ширина ВПП ВО м
Рис. 10.2. Схема разворота самолета на ВПП
На самолете имеются световая сигнализация выпущенного и уб-
ранного положения опор шасси, электрические указатели крайних
и промежуточных положений, а также звуковая сигнализация, ко-
торая включается в случае захода самолета на посадку с убран-
ным шасси.
Основные данные шасси
Количество колес
Обозначение колес
Размер колес, мм
Характеристики колес
Начальное давление в пнев
матиках, кгс/см2 (Па) 4
Передняя опооа
2
КТ151
930X3O5B
нетормозные
Главные опоры
по 4 колеса на опоре
КТ106/2
145ОХ450В
тормозные
8 + од
(78,'5 • 104)+4’9-104
Ц+0,5
(107,9 • 104)+4’9-104
КОНСТРУКЦИЯ ПЕРЕДНЕЙ ОПОРЫ ШАССИ
Передняя опора шасси (рис. ДО.3) —ферменно-балочной конст-
рукции с полурычажной схемой подвески колес.
Опора состоит из амортизационной стойки, траверсы, двух бо-
ковых раскосов, заднего подкоса с направляющей штангой, рыча-
га колес с осью, двух нетормозных колес, нижнего и верхнего по-
воротных хомутов, двух цилиндров-демпферов, цилиндра-подъемни-
ка и замков убранного и выпущенного положений.
При полурычажной схеме подвески колес нагрузки, действую-
щие на колеса, передаются на шток амортизатора не непосредст-
венно, а через рычаг колес и серьгу, что позволяет преобразовать
3 (
36 37
Рис. 10.3. Передняя опора шасси:
/—гидроцилиндр-выключатель замка убранного положения передней
опоры; 2—замок убранного положения опоры; <3—гидроцилиндр-подъ-
емник; 4—рычаг цилиндра амортизатора; 5—траверса; 6—задний под-
кос; 7—направляющая штанга; 8—замок выпущенного положения
опоры; 9—гидроцилиндр выключатель замка выпущенного положения
опоры; 10—серьга заднего подкоса; 11—верхний кардан; 12—тросы
системы управления поворотом колес; 13—боковой раскос; /4—меха-
низм РДМ-3; 15—нижний кардан; /6—верхний поворотный хомут;
17—стопорный палец хомутов; 18—нижний поворотный хомут; 19—
шток амортизатора; 20—серьга штока; 2/—ось колес; 22—серьга от-
крытия за/мков створок при аварийном выпуске шасси самолета; 23—
рычаг колес; 24—указатель обжатия амортизатора; 25—гидроцилинд-
ры управления поворотом колес; 26—серьга замка убранного поло-
жения опоры; 27—тросы следящей системы управления поворотом
колес; 28—цилиндр амортизатора; 29—гидропроводка; 30—задняя
створка; 31—тяга управления задней створкой; 32—гидроцилиндр уп-
равления передней створкой; 33—передняя створка; 34—рычаг откры-
тия передних створок на земле; 35—механизм управления замками
передних створок; 36—тросовые проводки; 37—направляющие роликц
8
значительную часть горизонтальных усилий, возникающих при уда-
ре колес о землю, в обжагие амортизатора, уменьшить нагруже-
ние штока амортизатора изгибающими усилиями и улучшить тем
самым условия работы штока и его уплотнений.
Опора подвижно закреплена при помощи цапф траверсы, обра-
зующих ось вращения опоры, в узлах на продольных балках отсека.
К проушинам амортизационной стойки и траверсы прикрепляются
раскосы, образующие со стойкой и траверсой плоскую ферму, вос-
принимающую боковые и вертикальные нагрузки. Нагрузки, дейст-
вующие на амортизационную стойку вдоль оси самолета, восприни-
маются задним подкосом, фиксирующим стойку в выпушенном по-
ложении. Задний подкос нижним карданом прикреплен к амортиза-
ционной стойке, а верхним — к направляющей штанге с серьгой.
С помощью серьги подкос запирается замком выпущенного положе-
ния. Направляющая штанга придает верхнему кардану и серьге
определенную траекторию движения при уборке и выпуске опоры.
Верхняя часть амортизационной стойки заканчивается рычагом, к
которому прикреплены траверса и шток цилиндра-подъемника.
Другой конец цилиндра-подъемника прикреплен к узлу на герме-
тичном днише отсека шасси. При выдвижении штока опора убира-
ется.
Опора шасси в выпущенном и убранном положениях жестко
фиксируется механическими замками, работающими от пружин и
гидроцилиндров-выключателей.
Замок выпущенного положения, как сказано выше, запирает
подкос опоры. Замок убранного положения, захватывая своим
крюком втулку серьги на поворотном хомуте опоры, фиксирует ее
в убранном положении.
Для обеспечения беспрепятственного прохода колес в отсек
шасси при уборке опоры колеса принудительно фиксируются в
нейтральном положении (т. е. в плоскости движения опоры) двумя
кулачками, находящимися внутри амортизатора; один из кулачков
связан со штоком, другой — с цилиндром амортизатора. Фиксация
происходит только при полностью выдвинутом штоке амортизато-
ра, т. е. после отрыва колес от земли.
При обжатом амортизаторе кулачки выходят из взаимного
сцепления и колеса получают возможность поворачиваться вокруг
оси амортизационной стойки.
На средней части амортизационной стойки установлены два
гидроцилиндра системы поворота колес опоры. Движения от што-
ков гидроцилиндров через верхний и нижний поворотные хомуты,
соединенные между собой стопором-пальцем, передаются на рычаг
колес. Штоки цилиндров прикреплены к верхнему поворотному хо-
муту, а сами цилиндры — к неподвижной части амортизационной
стойки. Рычаг, с закрепленными на нем колесами, крепится к ниж-
нему поворотному хомуту и вращается вместе с ним. Верхний по-
воротный хомут имеет упоры, ограничивающие поворот хомута в
пределах угла, равного ±55°. Если вывернуть стопор-палец, сое-
307
Рис. 10.4. Амортизатор пе-
редней опоры шасси:
1—цилиндр амортизатора; 2—
верхнее доиышко цилиндра;
3—болт-шпилька; 4— зарядный
штуцер; 5—труба диффузора;
6—диффузор; 7—гайка; 8—си-
ловая часть верхней буксы;
9—«плавающая» часть верхней
буксы с резиновыми уплотни-
тельными кольцами; 10—цент-
рирующее кольцо; 11—клапан;
/2—верхний кулачок; 13 ниж-
няя букса (нижний кулачок);
14—контровочный штифт; 15—
гайка буксы; 16—втулка; 17 —
шток амортизатора; 18—серьга;
19—вкладыш; 20— гайка саль-
ника; 2/—сальник; 22—доиыш-
кэ штока; 23 -фланцы ци
линдра
линяющий оба хомута, то нижний хомут сможет свободно повора-
чиваться на амортизационной стойке. Это необходимо при букси-
ровке самолета. К нижнему и среднему ушам нижнего поворотного
хомута присоединяется буксировочное водило.
Рычаг колес передает усилия с оси колес на шток амортизато-
ра и на нижний поворотный хомут, к которому прикреплен шар-
нирно.
К средней части рычага крепится серьга, соединяющая его со
штоком амортизатора.
На патрубке крепления оси колес установлен кронштейн серьги
с роликом, которая открывает замки больших створок при аварий-
ном выпуске шасси.
308
Амортизатор (рис. 10.4). Основной частью амортизационной
стойки опоры является собственно амортизатор. Он предназначен
для поглощения работы внешних нагрузок, возникающих при по-
садке самолета, рулении, разбеге и пробеге. Амортизатор — жид-
костно-газовый, представляет собой герметичный цилиндр, в кото-
ром перемещается шток. Ход штока 268 мм. Поглощение работы
внешних сил происходит как при прямом, так и при обратном хо-
дах штока. Рабочий объем амортизатора заполнен строго дозиро-
ванными количествами жидкости АМГ-10 и технически чистого
азота с начальным давлением 25 кгс/см2 (245,3-104 Па). Азот при-
менен для предотвращения самовоспламенения и взрыва жидкости
при работе амортизатора. Количество жидкости и азота во время
работы амортизатора остается неизменным.
Цилиндр — сварной конструкции, состоит из трех частей. Верх-
няя и нижняя части изготовлены механической обработкой из тол-
стостенных труб, средняя — из штампованной заготовки. Наличие
штампованной средней части исключает необходимость применения
сварки в узлах крепления, что повышает надежность конструкции
амортизатора и увеличивает срок его службы.
На среднюю часть между фланцами устанавливается верхний
поворотный хомут управления поворотом колес. К фланцам при-
соединяются щеки крепления гидроцилиндров управления поворо-
том колес, между фланцами — кронштейн серьги замка убранного
положения опоры.
На нижнюю часть цилиндра устанавливается нижний поворот-
ный хомут.
В трубе диффузора имеются три ряда (верхний, средний, ниж-
ний) равномерно расположенных по окружности отверстий. Снизу
в трубу ввернут диффузор, который имеет одно центральное отвер-
стие и отверстия, расположенные равномерно по окружности на
уровне нижнего ряда отверстий трубы.
Бронзовое кольцо, которое центрирует трубу диффузора внут-
ри штока и скользит по внутренней хромированной поверхности
штока при обжатии амортизатора, удерживается от выпадания
фланцем диффузора.
Шток амортизатора представляет собой трубу с буртами и
резьбами. На шток устанавливаются верхняя букса амортизатора,
верхний кулачок системы фиксирования колес в нейтральном поло-
жении при уборке опоры, донышко штока и узел крепления серьги
рычага колес.
Наружная и внутренняя рабочие поверхности штока хромиро-
ваны: наружной поверхностью шток движется в нижней буксе ци-
линдра амортизатора, внутренней — по центрирующему кольцу
трусы прффузора.
Торец донышка штока имеет два выступа, которые устанавлива-
ются в пазы бурта штока и после разворота донышка фиксируют
его на бурте.
Верхний кулачок фиксирования колес в нейтральном положе-
нии при полностью выдвинутом штоке располагается в кольцевой
309
щели между штоком и цилиндром. Нижний кулачок выполнен за
одно целое с нижней буксой амортизатора. По верхней и нижней
буксам происходят скольжение при обжатии амортизатора и пере-
дача нагрузок со штока на цилиндр. Верхняя букса, связанная со
штоком, подвижная, нижняя — неподвижная (связана с цилинд-
ром) .
Верхняя букса состоит лз двух частей: верхней силовой и ниж-
ней уплотнительной с неподвижным внутренним и подвижным
внешним уплотнительными кольцами. Клапан располагается под
буксой и под давлением жидкости может перемещаться между
торцом буксы и буртом.
Для перетекания жидкости в процессе обжатия амортизатора
из камеры в камеру в буксе и клапане сделаны отверстия. Все от-
верстия буксы и клапана равномерно расположены по окружности.
Нижний кулачок-букса снабжена двумя внешними (неподвиж-
ными) и двумя внутренними (подвижными) уплотнительными
кольцами.
Работа амортизатора передней опоры шасси (рис. 10.5) принци-
пиально ничем не отличается от работы амортизатора основной
опоры. Различие состоит лишь в том, что при отсутствии внешних
сил шток амортизатора под давлением азота верхним кулачком
упирается в нижний кулачок-буксу, фиксируя рычаг с колесами по
оси самолета.
Замки. По конструкции и принципу работы все замки шасси однотипны
и состоят из несущего силового крюка, защелки -и пружин, заключенных в кор-
пусе, состоящем из двух щек. Защелка открывается гидроцилиндром — выклю-
чателем, а закрывается пружинами.
Замок убранного положения опоры. Замок фиксирует опо-
ру в убранном положении. Крюк замка запирается защелкой с пружиной, а от-
крывается гидроцилиндром-выключателем от основной гидравлической системы
самолета. При аварийном выпуске шасси (при отсутствии гидравлического дав-
ления) замок открывается с помощью тросовой проводки от аварийной ручки,
расположенной в кабине экипажа. Замок установлен на кронштейне крепления
цилиндра-подъемника, серьга замка — на амортизационной стоике. При закрытом
замке хвостовик крюка находится над защелкой, удерживающей крюк от по-
ворота.
При подаче давления в гидроцилиндр замка (на выпуск опоры шасси) его
шток выдвигается, нажимает на ролик качалки и, преодолевая силу пружины,
поворачивает качалку и вместе с пей защелку. Защелка, поворачиваясь, освобож-
дает хвостовик крюка. Крюк под действием веса опоры поворачивается, освобож-
дает валик серьги опоры и силой пружины прижимается к болту-упору. Замок
открывается, штоки концевых выключателей отпускаются.
При уборке опоры валик серьги, расположенный на опоре, упирается в хвос-
товик крюка и, преодолевая силу пружины, поворачивает крюк. Хвостовик крю-
ка скользит по радиусной поверхности защелки, при этом губка крюка захва-
тывает валик серьги. Как только хвостовик крюка окажется над защелкой, по-
следняя под действием пружины поворачивается, заходит под хвостовик крюка
и запирает замок, одновременно с этим нажимаются штоки концевых выклю-
чателей.
Замок выпущенного положения опоры. Замок фиксирует
опоры в выпущенном положении. Крюк замка запирается защелкой с пружиной,
а открывается гидроцилиндром-выключателем от основной гидравлической сис-
темы самолета. Замок прикреплен к кронштейну на гермоднище отсека шасси.
Пэ конструктивному исполнению и принципу работы этот замок подобен зам-
ку складывающегося подкоса основной опоры шасои.
310
Центральное^.
отВерстие
06
Кольцевая
щель
3 = 0,3
Рис. 10.5. Работа аморти-
затора передней опоры шас-
си:
•1—полностью вы пущенное по-
ложение штока, опора не ка-
зается земли; о- прямой ход
птока, при ударе о землю
амортизатор обжимается; в—
обратный ход штока, сжатый
азот выталкивает шток; 1—за-
ливная пробка; 2—диффузор;
З—верхняя букса; 4—клапан;
5—обратная камера; 6—ци-
линдр; 7—шток амортизатора
Для предотвращения случайного открытия замка и «подламывания» опоры
при стоянке самолета предусмотрено стопорение защелки шпилькой с красным
вымпелом, которая снимается непосредственно перед вылетом.
СТВОРКИ ОТСЕКА ПЕРЕДНЕЙ ОПОРЫ ШАССИ
Отсек передней опоры закрывается двумя парами симметрично
расположенных створок (рис. 10.6). Передние створки (боль-
шие) — коробчатой конструкции с внутренним силовым набором
закрытым с внешней и внутренней сторон листами обшивки. Створ-
ка подвешена к трем кронштейнам, установленным на вертикаль-
ных балках отсека передней опоры.
Задние створки (малые) состоят из внутренней и наружной об-
шивок, склепанных по контуру. Внутреннего силового набора
створка не имеет. Створка подвешена к двум кронштейнам, закреп-
ленным на профиле кромки обшивки фюзеляжа. Задние створки
соединены тягами с направляющей штангой, механически связан-
ной с опорой. Поэтому створки закрываются при уборке опоры и
открываются при выпуске. Две передние створки управляются дву-
мя цилиндрами (по одному на каждую створку) от гидравлической
системы самолета. Они закрываются после фиксации опоры замком
убранного или выпущенного положения и находятся в открытом по-
ложении лишь во время движения опоры на уборку или выпуск,
либо при проведении работ в отсеке шасси. В открытом положении
передние створки удерживаются давлением жидкости внутри гид-
роцилиндров, а в закрытом — каждая створка запирается двумя
механическими замками. Замки передних створок открываются с
помощью тросовой проводки от одного механизма управления или
гидроцилиндром-выключателем, либо механически от опоры шас-
си, причем гидроцилиндр только открывает замки, закрываются
замки с помощью пружин.
Передние замки обеих створок смонтированы как единый узел
на гидроцилиндрах управления створками. Замки створок представ-
ляют собой крюки, закрываемые пружинами.
При подаче жидкости под давлением в гидроцилиндр его шток
выдвигается и нажимает на упор центральной качалки механизма
управления замками. Качалка, поворачиваясь, тянет тросы, иду-
щие к крюкам передних и задних замков; тросы, преодолевая силу
пружин, поворачивают крюки. Крюки одновременно у всех замков
выходят из-под валиков серег, установленных на створках. Замки
открываются. После этого гидроцилиндры открывают створки.
При падении давления в гидроцилиндре пружины замков ство-
рок поворачивают центральную качалку в исходное положение, от-
жимая шток гидроцилиндра до упора и возвращая крюки в поло-
жение «Замки закрыты». При закрывании створок валики серег
упираются в скосы бородков крюков замков, нажимают на них, и,
преодолевая силу пружин, поворачивают крюки. Как только вали-
ки серег пройдут бородки крюков и окажутся над ними, крюки под
действием пружин повернутся и запрут серьги.
312
оо
00
Рис. 10.6. Створки отсека передней опоры шасси:
/—передние створки; 2—механизм управления замками; 3—тросовая проводка и направляющие ролики; 4—центральная качалка механиз-
ма управления замками; 5—гидроцилиндр управления передними створками; 6—тандер; 7—тяги управления задними створками; 8—
направляющая штанга; 9—задние створки; 10—узел навески передней створки; //—задний замок створки; /2—ручка открытия замков ство-
рок на земле; 13— передний замок створок; 14—гидроцилиндр выключатель замков
При отсутствии гидравлического давления центральная качал-
ка механизма управления замками поворачивается под действием
веса опоры (при аварийном выпуске шасси). Когда замки створок
открываются, опора, скользя пневматиками колее по внутренней
обшивке створок, раздвигает их. Створки остаются открытыми пос-
ле выпуска опоры шасси и ничем не фиксируются, так как в гид-
роцилиндрах нет давления жидкости.
При необходимости проведения работ в отсеке шасси на земле
створки могут быть открыты ручкой, установленной на механизме
управления заподлицо с внешней обшивкой створок. При повороте
ручки ее валик нажимает на рычаг, связанный тросом с централь-
ной качалкой, и поворачивает его. Качалка поворачивается, замки
створок открываются, и створки, открывшиеся под действием соб-
ственного веса раздвигаются руками. Положение створок не фик-
сируется. Частичная фиксация створок происходит при установке
предохранительных хомутов на штоки гидроцилиндров. Закрыва-
ют створки вручную. Можно также открыть и закрыть створки на
земле переключателем, электрически связанным с гидросистемой
самолета. Это возможно только при наличии давления в гидросис-
теме самолета или наземного источника гидроэнергии, подключен-
ного к самолетной системе. Переключатель расположен в отсеке
шасси у правой задней створки.
Колеса. На передней опоре шасси колеса снабжены тормозами подтормажи-
вания для остановки вращения колес после взлета.
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ПОВОРОТОМ КОЛЕС
ПЕРЕДНЕЙ ОПОРЫ ШАССИ
Система управления поворотом колес передней опоры шасси
(рис. 10.7) предназначена для:
управления движением самолета при рулении;
управления движением самолета при разбеге на взлете и в пос-
лепосадочном пробеге;
демпфирования самоколебаний колес, которые могут возникнуть
при движении самолета по аэродрому с выключенной гидросисте-
мой управления поворотом колес.
Система управления поворотом колес может работать как от ос-
новной, так и от аварийной гидросистемы.
Управление поворотом колес выполнено по принципу необрати-
мой бустерной системы. Управление осуществляется штурвальчи-
ком, расположенным на штурвале левого пилота и связанным тро-
совой проводкой с распределительно-демпфирующим механизмом
РДМ-3, установленным на амортизационной стойке, который пе-
репускает жидкость в два гидроцилиндра поворота.
Гидроцилиндры работают как единый гидравлический агрегат,
их противоположные жидкостные камеры соединены между собой,
образуя две равнозначные полости. Когда система работает в ре-
жиме управления, то в одну полость подается жидкость из линии
нагнетания гидросистемы через РДМ, а другая соединяется через
314
Рис. 10.7. Управление поворотом колес передней опоры шасси:
7—штурвальчик управления поворотом колес передней опоры; 2—колонка штурвала левого
пилота; 3—тросы системы управления поворотом колес; 4—направляющие ролики; 5—тан
деры; 6—поворотное соединение гидропроводов; 7—механизм РДМ-3; 8—направляющие ро-
лики и тросы следящей системы; 9—гидроцилиндры управления поворотом колес; 10—верх-
ний поворотный хомут; //—стопорный палец хомутов; /2—нижний поворотный хомут; 13—
щека; 14—упоры на фланце цилиндра амортизатора; /5—упор верхнего поворотного хомута
315
РДМ с линией слива гидросистемы. Когда система работает в ре-
жиме демпфирования, полости соединяются друг с другом через
демпфирующее устройство РДМ. Давлением жидкости шток одно-
го гпдроцилиндра выдвигается, а шток другого убирается, повора-
чивая верхний поворотный хомут вокруг оси амортизатора. Пово-
рот верхнего хомута через стопорный палец, соединяющий хомуты,
передается нижнему поворотному хомуту, а ог него — колесам.
Управление поворотом колес возможно только при выпущенном
положении опоры и при обжатом амортизаторе, когда фиксирую-
щий кулачок штока вышел из зацепления с кулачком цилиндра.
Для поворота колес вправо или влево необходимо поворачивать
штурвальчик в соответствующую сторону. При повороте штурваль-
чика поворачивается управляющий золотник распределительно-дем-
пфирующего механизма РДМ-3, который подает жидкость из ос-
новной или аварийной гидросистемы в гидроцилиндры, осуществля-
ющие поворот колес.
Система обратной связи (следящая тросовая система от опоры
к механизму РДМ-3) обеспечивает пропорциональность угла пово-
рота колес углу поворота штурвальчика и запирает колеса в раз-
вернутом положении после остановки штурвальчика.
Жидкость из основной или аварийной гидросистемы подается к
механизму РДМ-3 через гидроэлектрокраны ГА140, управление ко-
торыми осуществляется дистанционно из кабины пилотов по двум
независимым линиям от трехпозиционного переключателя «Упр. пе-
редней ногой», расположенного на штурвале левого пилота и име-
ющего три положения: «Вкп. осн.», «Откл.», «Вкл. авар.» В зависи-
мости от положения переключателя система поворота колес рабо-
тает в одном из следующих режимов:
режим управления поворотом колес от основной гидросистемы
(положение «Вкл. осн.»);
режим управления поворотом колес от аварийной гидросистемы
(положение «Вкл. авар.»);
режим демпфирования (положение «Откл.»).
На взлете, перед моментом отрыва передней опоры, система
выключается; при посадке после касания колесами передней опо-
ры ВПП, система включается.
Работа системы в режиме управления
Управление поворотом колес (рис. 10.8) возможно только при
выпущенном положении опоры и обжатом амортизаторе. Электро-
цепь управления в этом случае замкнута концевым выключателем.
При работе от основной гидросистемы трехпози-
ционный переключатель устанавливают в положение «Вкл. осн.».
Электропитание подается на обмотку электромагнита гидроэлект-
рокрана ГА140 основной гидросистемы. Кран переключается, и
давление жидкости из основной гидросистемы через фильтр тонкой
очистки, гидроэлектрокран и челночный клапан УГ-93/1 подводится
к реле давления ГА135/20 и к механизму РДМ-3.
316
Рис. 10.8. Принципиальная гидравлическая схема управления поворотом колес
[схема показана в положении: передняя опора шасси выпущена; включено уп-
равление поворотом колес основной гидросистемы (горит светосигнализатор —
давление подано к механизму РДМ-3); левая основная опора шасси обжата,,
светосигнальное табло не горит]:
/—гидроцилиндры поворота колес; 2—распределительно-демпфирующий механизм РДМ-3;
3—клапан переключения линий слива КГ24; 4—челночный клапан УГ93/1; 5—гидроэлектро-
кран ГА140 основной гидросистемы; 6— линия слива основной гидросистемы; 7—штурваль-
чик управления поворотом колес; 8—-светосигнализатор «Давл. поворота ноги вкл.»; 9—
концевой выключатель № 640 переключения в положение демпфирования системы управле-
ния поворотом колес передней опоры при уборке опоры; 10—красное светосигнальное таб-
ло на пилотажно-посадочном сигнализаторе «Отключи упр. ноги»; И—линия нагнетания
основной гидросистемы; 12—обратный клапан; 13—фильтр тонкой очистки; 14—гидроэлекг-
рокран ГА140 аварийной гидросистемы; 15—концевой выключатель № 677 обжатого поло-
жения левой основной опоры (блокировка системы земля—воздух); 16—реле давления
ГА135/20; 17—шкиф управляющего золотника; 18—шкиф золотника обратной связи; 19—
трехпозиционный переключатель управления поворотом колес
317
2
В полость
ИЗ
полости 2
| \слив Слиб\ | \ В полость 2
Из полости!
Рис. 10.9. Принципиальная схема механизма РДМ-3;
-/—фильтр; 2—перепускные клапаны; 3—золотник управления; 4—золотник обратной связи;
. 5—шкиф золотника обратной связи; 6—шкиф золотника управления; 7—регулировочный
дроссель; 6’—обратные клапаны; 9—регулируемый дроссель: 10, 14, /6—пружины; //—золот-
ник; /2—клапан включения; 13—гидрокомпенсатор; /5—поршень; /7—шток; поз 3, 4, 5, 6
образуют клапан-распределитель
При подключении механизма РДМ-3 к линии нагнетания гид-
росистемы (рис. 10.9) рабочая жидкость по каналу подачи А через
фильтр 1 поступает к клапану включения 12, Золотник И клапана
включения, сжимая пружину 10, перемещается и соединяет канал
Б с каналом подачи, а канал Е с каналом Ж. Каналы Г и Д при
этом разобщаются. Шток 17 гидрокомпенсатора 13 перекрывает
слив жидкости из агрегата. После зарядки гидрокомпенсатора
шток 17 открывается и соединяет канал Ж со сливом гидросисте-
мы. Механизм РДМ-3 переходит в режим управления. В режиме
управления механизм РДМ-3 служит для распределения рабочей
жидкости в полости 1 или 2 силовых гидроцилиндров поворота ко-
лес.
318
В конструкцию механизма РДМ-3 входят большой шкив 6 зо-
лотника управления 3, связанный тросовой проводкой со штурваль-
чиком, и малый шкив 5 золотника обратной связи 4, связанный с
верхним поворотным хомутом цилиндра амортизатора.
В режиме управления механизм РДМ-3 совместно с гидроцилин-
драми поворота и тросовыми проводками управления и обратной
связи образуют гидроусилитель, работающий по принципу необра-
тимой следящей системы.
Когда золотник управления 3 и золотник обратной связи 4 рас-
пределителя находятся в согласованном положении, слив рабочей
жидкости из полостей 1 и 2 гидроцилиндров управления перекрыт.
Обе полости соединяются с каналом подачи только через жиклер-
ные отверстия b клапана-распределителя и равномерно подпиты-
ваются жидкостью из гидросистемы самолета. Этим достигается
устойчивое положение и демпфирование управляемых колес. Согла-
сованное положение золотников 3 и 4 при освобожденном штур-
вальчике обеспечивается центрирующим устройством агрегата.
Поворот штурвальчика в одну из сторон ведет к рассогласова-
нию положения золотника управления 3 и золотника обратной свя-
зи 4. При этом открываются рабочие окна клапана-распределите-
ля. Рабочая жидкость из канала Б (положение /) через
рабочее окно клапана-распределителя и канал Г поступает в по-
лость 1 гидроцилиндров поворота. Из полости 2 жидкость через
другое окно клапана-распределителя и каналы Е и Ж вытесняется
на слив. Давлением жидкости, заполняющей полость гидрокомпен-
сатора 13, поршень 15, сжимая пружины 14, спускается и переме-
щает шток 17, открывая слив жидкости из полостей цилиндров.
Перемещение штоков гидроцилиндров поворота вызывает разво-
рот колес. Поворотный хомут передает движение через трос на зо-
лотник обратной связи 4, и тот следует за золотником управления
3, оставляя открытыми отверстия в нем. Если пилот непрерывно
поворачивает штурвальчик, то и колеса непрерывно поворачивают-
ся вслед за штурвальчиком. При прекращении вращения штурваль-
чика золотник обратной связи 4 под действием проводки обратной
связи и центрирующего устройства закрывает отверстие в золот-
нике управления.3. При этом передняя опора шасси фиксируется
в развернутом положении, ;ак как подача жидкости прекращается,
а жидкость, имеющаяся в цилиндрах поворота и каналах механиз-
ма РДМ-3, будет заперта и образует гидравлический упор. Перед-
няя опора шасси будет находиться в положении, соответствующем
положению штурвальчика.
Если штурвальчик поворачивать в другую сторону, то в клапа-
не-распоеделителе открывается другая пара рабочих окон (поло-
жение //). Рабочая жидкость поступает уже в полость 2 и слива-
ется из полости 1 гидроцилиндров поворота, и колеса поворачива-
ются в соответствующую сторону.
Максимальная скорость перемещения поршней гидроцилиндров-
управления (скорость поворота колес) ограничивается до необхо-
димой регулировочными дросселями 7.
319
Для предотвращения значительного повышения давления в по-
лостях гидроцилиндров управления при боковых ударах в колесо
и предохранения механизма и деталей опоры от чрезмерных пере-
грузок предусмотрены перепускные клапаны 2.
При работе от аварийной гидросистемы (см. рис.
10.8) трехпозиционный переключатель устанавливают в положение
«Бкл. авар.». Электропитанине подается на обмотку электромагни-
та гидроэлектрокрана ГА140 аварийной гидросистемы, а цепь пи-
тания крана основной системы размыкается.
Кран аварийной системы переключается и пропускает жидкость
из аварийной гидросистемы через челночный клапан к механизму
РДМ.-3. Управление аналогично управлению от основной гидросис-
темы. Клапан КГ-24 под действием давления жидкости в аварий-
ной гидросистеме переключается и соединяет линию слива гидро-
цилиндров поворота и механизма РДМ.-3 с линией слива аварийной
гидросистемы.
Работа системы в режиме демпфирования
Для работы системы в режиме демпфирования трехпозицион-
ный переключатель переводят в нейтральное положение (положе-
ние «Откл.». Гидроэлектрокран ГА140 (основной или аварийной
гидросистемы) обесточивается и соединяет линию нагнетания (см.
рис. 10.9), подводимую к механизму РДМ.-3, с линией слива (ос-
новной или аварийной гидросистемы). При этом золотник 11 кла-
пана включения 12 механизма РДМ.-3 усилием пружины 10 пере-
мещается в верхнее положение. Клапан-распределитель отключает-
ся от каналов подачи и слива. Одновременно канал Д соединяется
с каналом Г. Давление на входе в компенсатор 13 падает, и пор-
шень 15 под действием сжатых пружин 14 перемещается вверх на
некоторую величину, освобождая шток 17. Шток под воздействием
пружины 16 перемещается вверх и перекрывает слив. Механизм ра-
ботает в режиме демпфирования. При поворотах свободно ориен-
тирующихся колес жидкость перетекает из полости в полость через
регулируемый дроссель 9. Перепад давления, создаваемый дроссе-
лем, препятствует возникновению самоколебаний колес.
Гидрокомпенсатор 13 по каналам Ж и В через обратные клапа-
ны 8 подпитывает полости цилиндров рабочей жидкостью, возме-
щая потери жидкости на внешние утечки и температурные измене-
ния объема.
При повороте колес в режиме демпфирования штурвальчик уп-
равления повторяет отклонение колес.
При уборке передней опоры шасси (в начале уборки) концевые
выключатели основной и аварийной систем, расположенные на гер-
моднпще отсека шасси и связанные с траверсой опоры, размыкают
электроцепи питания гидроэлектрокранов ГА140 основной и ава-
рийной систем, и система управления поворотом колес независимо
от положения переключателя на штурвальчике переходит в режим
демпфирования. Если колеса в момент отрыва были повернуты на
320
некоторый угол, они возвращаются в нейтральное положение и
фиксируются двумя кулачками, находящимися внутри амортизато-
ра опоры.
СИГНАЛИЗАЦИЯ
Для контроля подачи давления в систему управления поворотом
в кабине экипажа на приборной доске против левого пилота име-
ется желтый светосигнализатор «Давл. поворота ноги вкл.». Свето-
сигнализатор загорается по сигналу реле давления ГА135/20, кото-
рое замыкает цепь сигнализации при давлении 45—65 кгс/см2
(441,5-104—637,7-104 Па) перед РДМ-3.
Контроль за отсутствием давления в системе управления пово-
ротом в воздухе осуществляется с помощью красного светосигналь-
ного табло «Отключи упр. ноги» в пилотажно-посадочном сигнали-
заторе на приборной доске против правого пилота. Светосигналь-
ное табло загорается при наличии давления в системе управления
поворотом (сигнал от реле давления ГА 135/20) и необжатом амор-
тизаторе левой основной опоры.
КОНСТРУКЦИЯ ОСНОВНОЙ ОПОРЫ ШАССИ
Основная опора (рис. 10.10) представляет собой амортизацион-
ную стойку,, к нижней части которой шарнирно прикреплена четы-
рехколесная тележка, а в верхней— установлена траверса, под-
крепленная раскосом. Боковой подкос, фиксирующий опору в вы-
пущенном положении, при уборке опоры складывается. Нагрузки,
действующие вертикально и вдоль оси самолета, воспринимаются
фермой, образованной амортизационной стойкой, траверсой и пе-
редним раскосом, боковые нагрузки — складывающимся подкосом.
Основная опора состоит из амортизационной стойки с цапфой
и нижним узлом крепления тележки, траверсы, переднего раскоса,
складывающегося подкоса, замка убранного положения, тележки с
четырьмя колесами и цилиндра-подъемника.
Каждая основная опора шасси подвижно закреплена на жест-
костях центроплана с помощью узлов на заднем лонжероне и зад-
ней балке центроплана.
Опора убирается в поперечной плоскости в сторону оси симмет-
рии самолета. Амортизатор с раскосом и складывающийся подкос
убираются в отсек хвостовой части центроплана, а четырехколесная
тележка — в отсек фюзеляжа. Отсек фюзеляжа закрывается боль-
шой створкой, управляемой гидроцилиндрами и открытой только во
время уборки и выпуска опоры. Отсек центроплана при убранной
опоре шасси закрывается малой створкой, механически связанной
с опорой. Уборка и выпуск опоры осуществляются от гидравличе-
ской системы цилиндром-подъемником. Опора шасси в убран-
ном и выпущенном положениях фиксируется механическими зам-
ками. Замок убранного положения смонтирован под сопрягающим
обтекателем (зализом) крыла, замок выпущенного положения — в
месте соединения звеньев складывающегося подкоса. В случае от-
321
каза гидросистемы замок убранного положения опоры и замки
больших створок открываются с помощью тросовой проводки от
.аварийной ручки, расположенной в кабине экипажа.
К переднему (по полету) концу траверсы прикреплен рычаг, к
которому шарнирно присоединяется шток цилиндра-подъемника.
Передний раскос выполнен в виде трубы с приваренными по
концам ушами. Одним из них раскос присоединяется к проушине
Рис. 10.10. Основная
/_ТраверСа; 2—цапфа; 3—цилиндр амортизатора; 4—гидроцилиндр-подъемник; 5—склады-
вающийся подкос; 6—замок подкоса; 7—гидроцилиндр-выключатель замка подкоса;
b—гидроцилиндр складывающегося подкоса; 9—замок убранного положения опоры; 10—•
серьга убранного положения опоры; //—демпферы; /2—ось задних колес; 13—подвеска;
322
траверсы, другим — к проушине нижнеи части цилиндра аморти-
затора.
Боковой складывающийся подкос располагается сзади цилин-
дра амортизатора и состоит из нижнего и верхнего звеньев, шар-
нирно соединенных между собой болтом. В месте соединения звень-
ев на верхнем звене подкоса смонтирован замок выпущенного по-
ложения опоры, а на нижнем — болт с втулками, который при рас-
прямленном подкосе входит в зев крюка, запираемого защелкой.
Этим обеспечивается фиксация складывающегося подкоса в рас-
прямленном положении при выпущенной опоре. Верхним ухом под-
кос присоединяется к общему узлу центроплана и фюзеляжа (верх-
ний шарнир подкоса), нижней проушиной — к уху оси, установ-
опора шасси:
14 тормозные тяги; 15—коромысло тележки; 16—ось передних колес; 17—упор-ограничи-
тель поворота тележки; 18—двухзвенник; 19—шток амортизатора; 20—указатель обжатия
амортизатора; 21—передний раскос; 22—тяга управления малой створкой; 23—гидроцилиндр
управления большой створкой; 24—большая створка; 25—замок створки; 26—малая створка
323
ленной сбоку на нижней части цилиндра амортизатора. Оси всех
трех шарниров складывающегося подкоса взаимно параллельны и
перпендикулярны продольной оси амортизатора. Ось центрального
шарнира расположена ниже прямой, соединяющей нижней и верх-
ний шарниры, т. е. имеется так называемая «стрелка прогиба». На-
личие «стрелки» у распрямленного подкоса позволяет более надеж-
но фиксировать опору в выпущенном положении. Снизу к верхне-
ву звену подкоса прикреплен рычаг, к которому шарнирно присое-
диняется шток гидроцилиндра подкоса.
Четырехколесная тележка с двумя гидроазотными демпферами
прикреплена к нижнему узлу штока амортизатора.
Тележка предназначена для крепления колес и передачи внеш-
них нагрузок на амортизатор.
Для того чтобы шток вместе с тележкой не мог проворачивать-
ся в цилиндре амортизатора, они соединены друг с другом двух-
звенником.
Тормозные моменты с колес передаются непосредственно на
шток амортизатора четырьмя тормозными тягами. Две передние
тормозные тяги одним концом прикреплены к проушинам тормоз-
ных рычагов, которые соединены с тормозными блоками колес, а
другим концом — к проушинам нижнего узла штока амортизатора.
На коромысле тележки имеются выступы, в которые упираются
своими упорами тормозные рычаги в случае разрыва тяг.
Для обеспечения нормальной работы амортизатора при преодо-
лении колесами препятствий тележка может поворачиваться на
угол 8°30' передними колесами вверх и на угол 18° — вниз. Кроме
того, отклонение тележки передними колесами вниз на угол 18°
обеспечивает нормальную работу амортизатора при посадке само-
лета с углами, близкими к максимальному посадочному.
Гидроазотные демпферы тележки представляют собой автоном-
ные силовые агрегаты, работающие под действием давления азота
и жидкости, заключенных в их камерах. Демпферы гасят продоль-
ные колебания тележки при отрыве самолета от взлетно-посадоч-
ной полосы и устанавливают тележку в нейтральное положение
(ось тележки перпендикулярна продольной оси амортизатора), а
также воспринимают нагрузки, отклоняющие тележку от нейт-
рального положения при движении самолета. Демпферы располо-
жены над коромыслом в задней части тележки. При отсутствии
внешних сил, действующих на тележку, любой из двух нормально
заряженных демпферов (в случае отказа одного) всегда надежно
установит тележку в нейтральное положение.
При потере демпферами давления колеса убранной опоры упи-
раются в ограничители разворота тележки (профилированные ди-
афрагмы), установленные на бортовой балке фюзеляжа и бортовой
нервюре центроплана, и при выпуске опоры скользят по ним. Этим
предотвращается возможность повреждения (вследствие разворота
тележки и ее вибрации) деталей и агрегатов, установленных в от-
секе фюзеляжа, а при выпуске опоры — возможность зависания ее
324
Рис. 10.11. Амортизатор основной опоры шасси:
1—гайка; 2—крышка цилиндра с уплотнительными кольца-
ми;; 3—цапфа цилиндра; 4—зарядный штуцер; 5—цилиндр
амортизатора; 6—труба диффузора; 7—диффузор; 8—гай-
ка; 9—центрирующее кольцо; 10:—контровочная шайба;
//—силовая часть верхней буксы; /2—«плавающая» часть
верхней буксы с уплотнительными кольцами; /3—клапан;
14—распорное кольцо клапана; 15—доиышко штока с уп-
лотнительными кольцами; 16— упорное кольцо; /7—нижняя
букса; /8—гайка нижней буксы; 19—сальниковый узел; 20-
шток амортизатора; 21—крышка-заглушка; 22—нижний
узел штока
на бортовой балке фюзеляжа и бортовой
нервюре центроплана или повреждения их.
Амортизатор — жидкостно-газовый (рис.
10.11). Он является основной частью амор-
тизационной стойки и предназначен для
поглощения работы внешних нагрузок как
на прямом, так и на обратном ходах што-
ка, возникающих при посадке самолета,
рулении, разбеге и пробеге.
Амортизатор представляет собой герме-
тичный цилиндр, в котором перемещается
шток. Ход штока амортизатора 450 мм. Ра-
бочий объем амортизатора заполнен стро-
го дозированным количеством гидросмеси
АМГ-10 и технически чистого азота с на-
чальным давлением 50 кгс/см2 (490,5 X
ХЮ'1 Па). Азот применен для устранения
возможности самовоспламенения и, следо-
вательно, взрыва жидкости при работе
амортизатора, поэтому замена азота возду-
хом недопустима. Количество жидкости и
азота во время работы амортизатора оста-
ется неизменным.
Амортизатор состоит из цилиндра диф-
фузора, трубы диффузора, штока, скользя-
щего в цилиндре и по трубе диффузора,
букс и деталей уплотнения.
Цилиндр амортизатора сварен из трех
частей: толстостенной трубы и штампован-
ных узлов по ее концам.
В верхней части цилиндра имеется цапфа крепления основной
опоры шасси к задней балке центроплана (задний узел подвески
опопы). Соосно с цапфой располагаются уши крепления траверсы.
Шток амортизатора сварен из двух частей: толстостенной тру-
бы и штампованного нижнего узла, к которому прикрепляется ко-
ромысло тележки.
Торец донышка штока имеет два выступа, которые устанавли-
ваются в пазы бурта штока и после разворота донышка фиксируют
его на бурте.
325
Верхняя и нижняя буксы, по которым происходит скольжение
штока при обжатии амортизатора и передача нагрузок со штока
на цилиндр, размещаются в кольцевой щели между штоком и ци-
линдром. Верхняя букса — подвижная (связана со штоком), ниж-
няя — неподвижная (связана с цилиндром). Верхняя букса состоит
из двух частей: верхней силовой и нижней уплотнительной с непод-
вижным внутренним и подвижными внешними (защитным фторо-
пластовым и рабочим резиновым) уплотнительными кольцами.
Уплотнительная часть буксы — «плавающая». Имея увеличен-
ный зазор с цилиндром амортизатора по сравнению с силовой ча-
стью и не участвуя в передаче сил со штока на цилиндр, она при
движении меньше истирается. Это улучшает условия работы под-
вижных уплотнительных колец, разделяющих камеры. «Плаваю-
щая» часть буксы садится на распорное кольцо, упирающееся в
бурт штока.
Клапан тоже располагается на распорном кольце и под дейст-
вием давления жидкости может перемещаться между торцом бук-
сы и фланцем кольца. Для перетекания жидкости в процессе обжа-
тия амортизатора из камеры в камеру в буксе и клапане сделаны
отверстия. Все отверстия буксы и клапана равномерно расположе-
ны по окружности.
Нижняя букса — разрезная. Она упирается в бурт цилиндра и
снизу зажимается гайкой. Букса снабжена двумя внешними (не-
подвижными) и двумя внутренними (подвижными) уплотнительны-
ми кольцами.
Работа амортизатора (рис. 10.12). При отсутствии внешних сил
шток амортизатора полностью выдвинут и своим упорным коль-
цом упирается в нижнюю буксу. Внутренний рабочий объем амор-
тизатора диффузором и верхней буксой делится на две части: верх-
нюю и нижнюю. Верхняя часть объема в основном заполнена сжа-
тым азотом и частично гидросмесью (для правильной работы амор-
тизатора жидкость должна перекрывать диффузор). Нижняя часть
объема заполнена гидросмесью. Обе части внутреннего объема кон-
структивно разделены на две полости каждая. В верхней части рас-
положены полость внутри трубы диффузора и полость между внут-
ренней поверхностью цилиндра и наружной поверхностью трубы
диффузора. В нижней части находятся полость внутри штока, огра-
ниченная сверху диффузором, а снизу — донышком штока, и по-
лость между внутренней поверхностью цилиндра и наружной по-
верхностью штока, сверху и снизу ограниченная буксами (так на-
зываемая обратная камера). Полости верхней части сообщаются
между собой через верхний и нижний ряд отверстий в трубе диф-
фузора и отверстия в крышке цилиндра.
Для нормальной работы амортизатора большое значение имеют
правильная заливка его жидкостью и зарядка азотом, т. е. строгое
выдерживание при зарядке заданных начальных величин: началь-
ного объема азота и его начального давления. Начальный объем
азота задается определенным уровнем заливки жидкости. Если уро-
вень жидкости будет располагаться ниже необходимого (началь-
32 6
Рис. 10.12. Работа амортизатора основной опоры шасси:
«—опора не касается земли (амортизатор не обжат); б—прямой ход инока, удар о землю
(амортизатор обжимается); в—обратный ход шюка; сжатый азот выi алкивает шток; /—
заливная пробка; 2—диффузор; 3—верхняя букса; 4—клапан; 5—обратная камера; 6— ниж-
няя букса; 7—цилиндр амортизаюра; 3—шюк амортизаюра
ный объем азота больше расчетного), то при посадке самолета
амортизатор, выбрав весь ход, может не поглотить энергию внеш-
них сил. В результате жесткого удара самолет получит недопусти-
мо большие перегрузки. Если уровень жидкости будет выше необ-
ходимого (начальный объем азота меньше расчетного), то аморти-
затор будет излишне жестким, что также приведет к увеличению
перегрузок на конструкцию самолета.
Прямой ход. Под действием внешней нагрузки шток амор-
тизатора вдвигается в цилиндр. При этом жидкость из полости што-
ка, находящейся под диффузором, проталкивается через централь-
ное отверстие диффузора и кольцевую щель между трубой диффу-
зора и стенкой штока в верхние полости, а через продольные отвер-
стия верхней буксы, отжимая клапан к фланцу распорного коль-
327
2
СЗ
я
ца, перетекает в обратную ка-
меру. Уровень жидкости в
верхнем объеме повышается, и
давление азота увеличивается.
Таким образом, энергия внеш-
них сил при прямом ходе што-
ка амортизатора сжимает
азот и частично расходуется
на нагрев жидкости при ее пе-
ретекании из полости штока,
находящейся под диффузором,
в верхние полости и обратную
камеру. Наличие несквозных
продольных пазов в нижней
части трубы диффузора увели-
чивает проходное сечение
кольцевой щели при малых
обжатиях амортизатора и,
уменьшая эффект торможения
штока, делает работу аморти-
затора в начале прямого хода
более мягкой.
Обратный ход. При
уменьшении внешней нагрузки
сжатый при прямом ходе азот
начинает выдвигать шток
амортизатора. Жидкость из
верхних полостей и обратной
камеры через центральное от-
верстие диффузора и кольце-
вую щель выталкивается в по-
лость штока, находящуюся под
диффузором. При этом аккуму-
лированная в сжатом азоте
энергия внешних сил переходит
в тепло, нагревая амортизаци-
онную жидкость. Наибольший
эффект торможения жидкости
при обратном ходе штока дос-
тигается в клапане, который
давлением жидкости, находя-
щейся в обратной камере, при-
жимается к притертому торцу
верхней буксы и перекрывает
все ее отверстия. Жидкость из
обратной камеры в продольные
отверстия верхней буксы вы-
талкивается только через че-
тыре отверстия клапана диа-
i 28
метром 3,6 мм. Этим в основном и обеспечивается работа аморти-
затора при обратном ходе.
Демпфер тележки (рис. 10.13) предназначен для гашения про-
дольных колебаний тележки при движении самолета по неровной
поверхности, а также для установки тележки в нейтральное поло-
жение после отрыва самолета от ВПП.
Демпфер представляет собой замкнутую пневмогидравлическую
систему и состоит из герметичного цилиндра, в котором перемеща-
ются плавающий поршень, плавающий цилиндр и шток. Шток с
плавающим цилиндром и плавающий поршень образуют в цилинд-
ре демпфера три полости (камеры), из которых две заполнены
гидросмесью (камеры № 2 и 3) и одна — азотом (камера № 4).
Азотная камера герметично отделена от жидкостных камер плава-
ющими поршнем и цилиндром с уплотнительными кольцами. Жид-
костные камеры соединяются между собой наружным трубопрово-
дом, в котором расположен клапан демпфирования. Количество
жидкости и азота в демпфере во время работы остается неизмен-
ным. Отверстия во внутренней перегородке головки штока соединя-
ют внутренние полости штока и плавающего цилиндра в одну воз-
душную камеру, сообщающуюся с атмосферой (камера № 1).
При нейтральном положении поршней демпфера, что соответ-
ствует полетному положению тележки, в камерах № 2, 3 и 4 уста-
навливается давление, равное давлению зарядки азотом камеры
№ 4. Этим давлением шток демпфера торцом своей головки при-
жат к бурту плавающего цилиндра, а сам плавающий цилиндр — к
буксе демпфера. Нейтральное положение плавающего поршня оп-
ределяется условиями зарядки демпфера. Шток, плавающий пор-
шень и плавающий цилиндр удерживаются в нейтральном положе-
нии до тех пор, пока к штоку не будут приложены внешние силы.
При принудительном растяжении демпфера (передние колеса
тележки наезжают на кочку) шток выдвигается и вытесняет жид-
кость из камеры № 2 через клапан демпфирования соединительно-
го трубопровода в камеру № 3. Вследствие увеличения количества
жидкости в камере № 3 плавающий поршень сдвигается, и в каме-
ре № 4 повышается давление азота (плавающий цилиндр остается
в нейтральном положении — упирается в буксу). Таким образом,
энергия внешней силы, выдвигающей шток, сжимает азот в камере
№ 4 и расходуется на нагрев жидкости при перетекании ее из ка-
меры № 2 через клапан демпфирования в камеру № 3 и на преодо-
ление силы трения уплотнений плавающего поршня и штока. После
прекращения действия внешней силы, выдвигающей шток, давле-
нием жидкости в камере № 2 шток вдвигается внутрь цилиндра.
Давление жидкости в камере № 2 падает, и под действием давления
азота на плавающий поршень жидкость из камеры № 3, отжимая
головку клапана демпфирования, через соединительный трубопро-
вод поступает в камеру № 2. Давления в жидкостных и азотных
камерах выравниваются, шток демпфера и плавающий поршень
возвращаются в нейтральное положение.
11
1564
329
При принудительном сжатии демпфера (задние колеса тележ-
ки наезжают на кочку) шток с плавающим цилиндром вдвигается
в цилиндр демпфера. Давление жидкости в камере № 2 падает и
под действием давления азота на плавающий поршень жидкость
из камеры № 3, отжимая головку клапана демпфирования, через
соединительный трубопровод поступает в камеру № 2. Из-за неоди-
наковых площадей сечения камер № 2 и 3 плавающий поршень и
шток с плавающим цилиндром перемещаются на разные ходы:
шток с плавающим цилиндром — на больший ход, чем плавающий
поршень. Объем камеры № 4 уменьшается, и давление азота в ней
увеличивается. Следовательно, давление азота препятствует вдви-
жению штока и после прекращения действия внешней силы возвра-
щает шток с плавающим цилиндром и плавающий поршень в нейт-
ральное положение, причем с эффектом демпфирования: жидкость
из камеры № 2 в камеру № 3 перетекает через центральное отвер-
стие головки клапана.
Замки. Замки основной опоры самолета, как и замки передней опоры, со-
стоят из несущего силового крюка, защелки и пружин, заключенных в корпусе,
состоящем из двух щек. Защелка открывается гидроцилиндром-выключателем, а
закрывается пружинами.
Замок выпущенного положения опоры — это замок скла-
дывающегося подкоса. Он смонтирован в месте соединения звеньев складываю-
щегося подкоса па верхнем звене. На нижнем звене расположен валик серьги
замка. Замок фиксирует подкос в распрямленном положении. При подаче жид-
кости в гидроцилиндр замка (на уборку опоры) его шток выдвигается, нажи-
мает на ролик качалки и, преодолевая силу пружин качалки, поворачивает ка-
чалку и вместе с ней защелку. Защелка, поворачиваясь, освобождает хвостовик
крюка. Когда подкос начинает складываться, серьга выходит из замка и «осво-
бождает» крюк. Крюк под действием пружин поворачивается и прижимается к
болту-упору. Замок открывается, штоки концевых выключателей отпускаются.
При распрямлении подкоса (выпуск опоры) валик серьги упирается в верх-
нюю часть крюка и, преодолевая силу пружин крюка и качалки, поворачивает
крюк. Хвостовик крюка скользит по радиусной поверхности защелки, при этом
губка крюка захватывает валик серьги. Как только хвостовик крюка окажется
под защелкой, последняя под действием пружин поворачивается, находит на
хвостовик крюка и запирает замок, одновременно с этим нажимаются штоки
концевых выключателей.
Замок убранного положения -опоры. При закрытом замке
хвостовик крюка находится под защелкой, удерживающей крюк от поворота.
При подаче жидкости в гидроцилиндр замка (на выпуск опоры) его шток
выдвигается, нажимает на ролик качалки и, преодолевая силу пружины, пово-
рачивает качалку и вместе с ней защелку. Защелка, поворачиваясь, освобожда-
ет хвостовик крюка. Крюк под действием веса опоры поворачивается, освобож-
дает валик серьги опоры и силой пружин прижимается к болту-упору. Замок
открыт, штоки концевых выключателей не нажимаются.
При отсутствии гидравлического давления в системе замок можно открыть
с помощью аварийной тросовой проводки.
При уборке опоры валик серьги, расположенной на опоре, упирается в хво-
стовик крюка и, преодолевая силу пружин, поворачивает крюк. Хвостовик крю-
ка скользит по радиусной поверхности защелки, при этом губка крюка захва-
тывает валик серьги. Как только хвостовик крюка окажется под защелкой, по-
следняя под действием пружины повернется, зайдет на хвостовик крюка и за-
прет замок. Одновременно с этим нажмутся штоки концевых выключателей.
Колеса — тормозные. Тормоза колес — поршневые, многодисковые; они
располагаются в углублении колес. Тормоза предназначены для преобразования
r тепло и рассеивания кинетической энергии самолета при посадке и прерван-
330
ном взлете, для затормаживания самолета на исполнительном старте, стоянке и
при опробовании двигателей, а также для обеспечения маневрирования само-
лета при рулении.
СТВОРКИ ОТСЕКОВ ОСНОВНЫХ ОПОР ШАССИ
Отсек каждой основной опоры закрывается двумя створками
(рис. 10.14). Створки — коробчатой конструкции с внутренним си-
ловым набором, закрытым с внешней и внутренней сторон листами
обшивки. Створки подвешены в трех точках каждая к элементам
конструкции центроплана и фюзеляжа. Малая створка, механиче-
ски связанная с опорой шасси, закрывает часть отсека, находяще-
гося в центроплане, и следует за движением опоры на уборку и
выпуск, закрывая отсек при уборке и открывая при выпуске опоры.
Большая створка закрывает часть отсека, находящегося в фюзеля-
же, и управляется двумя гидроцилиндрами от гидравлической сис-
темы самолета. Створка закрывается после постановки опоры на
замки убранного или выпущенного положений и находится в отк-
рытом положении лишь в моменты уборки и выпуска опоры, либо
при проведении работ в отсеке шасси.
В убранном положении створка закрывается двумя замками,
расположенными по концам створки. Механизм управления замка-
ми установлен в центре створки на борту фюзеляжа и системой тяг
соединяется с защелками замков. Механизм управляется либо
гидроцилиндром-выключателем, либо тягой от аварийной системы
открытия замков.
При подаче жидкости в гидроцилиндр-выключатель его шток
выдвигается и нажимает на ролик основной качалки механизма уп-
равления, поворачивая ее. При этом аварийная качалка и качал-
ка с тросом открытия замков створки на земле остаются неподвиж-
ными. Поворот основной качалки приводит в движение тяги, связы-
вающие основную качалку с рычагами защелок замков. Замки
створок по конструкции и принципу действия аналогичны замкам
опор шасси. Защелки, преодолевая силу своих пружин, поворачи-
ваются и освобождают хвостовики крюков. Крюки под действием
веса створки и своих пружин откидываются до упоров, освобождая
валики серег; замки створок открываются.
Для исключения возможности заклинивания створки на заднем
замке (при запаздывании открытия заднего замка) предусмотрено
опережение по времени открытия заднего замка по отношению к
переднему. Это достигается разной величиной перекрытия защел-
кой хвостовика крюка на переднем и заднем замках (вследствие
установки упоров на хвостовиках).
При закрывании створки валик серьги упирается в верхнюю
часть крюка, нажимает на нее и, преодолевая силу пружин крюка
и защелки, отжимает защелку, поворачивая ее до тех пор, пока
хвостовик крюка не окажется под защелкой. При этом губка крю-
ка захватывает валик серьги. Как только хвостик крюка окажется
под защелкой, под действием пружины защелка находит на хвос-
товик крюка и запирает его.
11*
331
При отсутствии гидравлического давления в системе основная
качалка механизма управления замками поворачивается либо ава-
рийной качалкой, либо качалкой тросовой проводки. В первом слу-
чае (при аварийном выпуске опоры шасси) тяга от тросовой про-
водки аварийной системы тянет аварийную качалку механизма уп-
равления; последняя своим пальцем нажимает и поворачивает ос-
новную качалку. Во втором случае (при открытии створок на зем-
ле вручную) трос тянет качалку тросовой проводки, а она своим
болтом нажимает на качалку, связанную тягой с основной качал-
кой, и основная качалка поворачивается.
При необходимости проведения работ в отсеке шасси большая
створка может быть открыта либо ручкой, связанной тросовой про-
водкой с механизмом управления замками створки, либо переклю-
чателем, электрически связанным с гидросистемой самолета. Пос-
леднее возможно только при наличии давления в гидросистеме са-
молета или наземного источника питания гидравлической системы
самолета. Ручка открытия замков створки и переключатель распо-
ложены в зализе центроплана, подход к ним возможен через лю-
чок. Створка закрывается и запирается на замки переключателем
{при наличии электро- и гидропитания) либо вручную.
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ УБОРКОЙ —
ВЫПУСКОМ ПЕРЕДНЕЙ И ОСНОВНЫХ ОПОР
САМОЛЕТА
Уборка и нормальный выпуск передней и основных опор само-
лета производится с помощью силовых гидроцилиндров от основ-
ной гидравлической системы самолета (рис. 10.15). Управление
подачей жидкости к гидроцилиндрам осуществляется электрогид-
равлическими кранами от электромагнитных кнопок уборки и вы-
пуска опор на центральном пульте пилотов. Необходимая последо-
вательность срабатывания электрогидрокранов обеспечивается
системой концевых выключателей, механически связанных с эле-
ментами конструкции опор и створок. Уборка (выпуск) передней и
двух основных опор производится одновременно, но независимо
одна от другой.
Электросхема системы управления уборкой (выпуском) шасси
имеет блокировку, исключающую возможность уборки шасси при
обжатом амортизаторе правой основной опоры (на земле).
Рис. 10.14. Створки отсека основной опоры шасси:
/—ручка открытия створки на земле; 2—малая створка; 3—тяга управления малой створкой;
4—узлы навески малой створки; 5—тросовая проводка системы открытия большой створки
на земле (вручную); 6—проводка тяг к переднему замку; 7—гидроцилиндр-выключатель
механизма управления замками; 8—механизм управления замками; 9—проводка тяг к зад-
нему замку; /0—качалка с загрузочной пружиной; //—задний замок; /2—кронштейн с ка-
чалками, установленный на гермоднище; /3—трос системы аварийного открытия замков
шасси; 14—гидроцилиндр управления большой створкой; 15—большая створка; 16—аварий-
ный поворотный гидрокран основных опор самолета; /7—кронштейн навески; 18— передний
замок большой створки
33 3
Левая
Уборка
Основные опоры
Правая
Линия слива о Ото О сети
Линия нагнетания общей сети_______
Линия нагнетания насосной станции.
в
о
Линия слива насосной станции
В системе управления уборкой (выпуском) шасси предусмотре-
на возможность уборки шасси при неоконченном выпуске (при на-
жатии кнопки «Уборка») и выпуска при незавершенном цикле
уборки (при нажатии кнопки «Выпуск»),
Кроме основной гидросистемы уборки (выпуска) шасси на са-
молете имеется система аварийного выпуска шасси.
Работа системы
Уборка шасси самолета
При нажатии кнопки «Уборка» электропитание подается на
включение электрогидравлических кранов больших створок ГА-
163/16 отсеков всех опор шасси. Электрогидравлические краны
больших створок переключаются в положение, соответствующее
открытию створок, и жидкость из линии нагнетания гидросистемы
поступает в гидроцилиндры-выключатели замков створок. Штоки
гидроцилиндров выдвигаются и через систему тросов открывают
замки створок. При выдвижении штоков, в конце их хода, клапа-
ны гидроцилиндров-выключателей открываются и пропускают жид-
кость в гидроцилиндры управления створками—створки открыва-
ются. При выдвижении штоков гидроцилиндров больших створок
основных опор, в конце хода, осуществляется демпфирование. Гид-
роцилиндры створок остаются под давлением до момента постанов-
ки опор на замки убранного положения. В конце открытия створок
срабатывают концевые выключатели, и электропитание подается к
электрогидравлическим кранам опор шасси ГА142/2. Краны пере-
ключаются в положение, соответствующее уборке .опор. Жидкость
из линии нагнетания гидросистемы через открытые краны поступа-
ет в гидроцилиндры-выключатели замков выпущенного и убранно-
го положений опор. При этом замки выпущенного положения опор
открываются, а замки убранного положения подготавливаются к
закрытию. При выдвижении штоков гидроцилиндров-выключате-
лей замков выпущенного положения в конце хода открывается дос-
туп жидкости к гидроцилиндрам-подъемникам опор, а для основ-
ных опор — к гидроцилиндрам складывающихся подкосов. Подко-
сы основных опор складываются, .опоры убираются. При этом р
Рис. 10.15. Принципиальная гидравлическая схема уборки —
выпуска шасси самолета:
1—гидроцилиндр-выключатель замков большой створки; 2—гидроцилиндры управления
большой створкой; 3—челночный клапан УГ93/1; 4—гидроцилиндр складывающегося подкоса
опоры; 5—гидроцилиндр уборки опоры; 6—обратный клапан; 7—гидроэлектрокран большой
створки ГА163/16; 8—гидроцилиидр-выключатель замка убранного положения опоры; 9—гид-
роцилиндр-выключатель замка выпущенного положения опоры; 10— гидроэлектрокран опоры
ГА142,2; //—аварийный поворотный кран; 12—гидроэлектрокран опоры ГА142/2; 13— аварий-
ный поворотный кран передней опоры; 14—гидроцилиндр-выключатель замка убранного по-
ложения; /5—гидроцилиндр-выключатель замка выпущенного положения; 16— гидроцилиндр
уборки—выпуска опоры; 17—гидроэлектрокран створки ГА163/16; /8—гидроцилиндр-выклю-
чатель замка; створок; 19—гидроцилиндры управления большими створками
335
конце хода штоков цилиндров-подъемников всех опор осуществля-
ется демпфирование, обеспечивающее безударную постановку опор
на замки убранного положения.
В начале уборки передней опоры срабатывает концевой выклю-
чатель, отключающий систему управления поворотом колес перед-
ней опоры. Из линии уборки передней опоры подается жидкость
под давлением в тормоза колес передней опоры для затормажива-
ния колес при уборке.
Для затормаживания при уборке колес основных опор из ли-
нии уборки правой основной опоры подается жидкость под давле-
нием в линию стояночного торможения.
После закрытия замков убранного положения опор срабатыва-
ют концевые выключатели, которые переключают электрогидрокра-
пы больших створок ГА163/16 в положение, соответствующее зак-
рытию створок, и жидкость поступает в гидроцилиндры управления
створками. Створки закрываются и запираются замками. Сраба-
тывают концевые выключатели на замках створок, и электросисте-
ма уборки шасси обесточивается. Электрогидрокраны створок
ГА163/16 и опор шасси ГА142/2 устанавливаются в положение,
при котором полости всех гидроцилиндров створок и опор шасси
соединяются с линией слива гидросистемы.
Аварийные поворотные краны передней и основных опор шасси
беспрепятственно пропускают жидкость из линии нагнетания основ-
ной гидросистемы к гидроагрегатам системы уборки (выпуска) опор
шасси и створок.
Выпуск шасси от основной системы
Цикл выпуска шасси начинается при нажатии кнопки «Вы-
пуск». При выпуске шасси открытие (закрытие) створок и последо-
вательность срабатывания агрегатов аналогичны операциям при
уборке опор.
Выпуск левой и правой основных опор шасси происходит под
действием собственного веса, без подачи давления в цилиндры-
подъемники. Переключатели цилиндров-подъемников основных
опор перекладываются при выпуске шасси в положение, при кото-
ром обе полости цилиндров закольцовываются, соединяясь при
этом с линией слива гидросистемы. Опоры шасси дожимаются на
замки выпущенного положения цилиндрами подкосов. Для плавно-
го, безударного распрямления подкосов на протяжении всего хода
уборки штока, а также для безударной постановки опор шасси на
замки выпущенного положения осуществляется демпфирование.
Аварийный выпуск передней и основных опор
самолета
При отказе основной гидравлической системы самолета выпуск
спор шасси производится от аварийной системы, управляемой ава-
рийной ручкой, расположенной в кабине экипажа (рис. 10.16). При
отклонении ручки вниз до упора посредством системы тросов и
336
8
Рис. 10.16. Система аварийного открытия замков
шасси самолета:
/—замок убранного положения передней опоры; 2—на*
правляющие ролики; 3—аварийная ручка; 4—качалка с
тягой; 5—трос; 6—тандер; 7—качалка с загрузочной
пружиной; 8—замок убранного положения основной
опоры; 9—качалка; /0—качалка, соединенная тягой с
аварийным поворотным краном
тяг открываются замки убранного положения всех опор шасси и
замки больших створок отсеков основных опор, а также перекла-
дываются аварийные поворотные краны, установленные в отсеках
шасси. Замки больших створок отсека передней опоры открывают-
ся самой опорой при ее движении на выпуск. Опоры шасси выпус-
каются под действием собственного веса и становятся на замки вы-
пущенного положения. При этом каждая основная опора дожима-
ется (для полной гарантии) на замок выпущенного положения дав-
лением жидкости, автоматически поступающей в гидроцилиндр
складывающегося подкоса от аварийной гидросистемы (от авто-
номной насосной станции) через аварийный поворотный кран осно-
вных опор, а передняя опора дожимается встречным потоком воз-
духа.
При аварийном выпуске электросистема управления электро-
гидравлическими кранами створок и опор шасси обесточивается,
электропитание подается только к насосной станции и к системе
сигнализации положения опор шасси. Концевой выключатель, обес-
точивающий электросистему, установлен под аварийной ручкой. Он
срабатывает при отклонении ручки в крайнее нижнее положение.
После аварийного выпуска шасси стрелки электрических указате-
лей положения опор показывают «Выпущены», горят зеленые свето-
сигнализаторы выпущенного положения опор шасси.
Выпуск передней опоры самолета. После отклоне-
ния аварийной ручки вниз до упора замок убранного положения
опоры открывается, а аварийный поворотный кран передней опоры
перекладывается и отсекает линию нагнетания основной гидросис-
темы, соединяя полости всех гидроцилиндров створок и опоры со
сливом.
Опора выпускается под действием собственного веса. При дви-
жении опоры на выпуск ролик кронштейна, установленного на пат-
рубке рычага колес, поворачивает центральную качалку механизма
управления замками больших створок. Замки створок открывают-
ся. При дальнейшем движении опоры колеса нажимают на створки
и раскрывают их. Потоком воздуха опора дожимается на замок
выпущенного положения. После аварийного выпуска большие
створки остаются открытыми и не фиксируются.
Выпуск основных опор самолета. После отклонения
аварийной ручки вниз до упора аварийный поворотный кран основ-
ных опор перекладывается и отсоединяет линию нагнетания основ-
ной гидросистемы, соединяя гидроцилиндр складывающегося под-
коса с линией нагнетания аварийной гидросистемы (челночный кла-
пан УГ93/1 на гидроцилиндре подкоса перекладывается), а поло-
сти всех остальных гидроцилиндров соединяет со сливом. Открыва-
ются замки больших створок, сначала задние, затем передние; отк-
рывается замок убранного положения опоры.
Опоры выпускаются под действием собственного веса. При дви-
жении опоры колеса нажимают на створки и раскрывают их. Гид-
роцилиндры складывающихся подкосов дожимают опоры на замки
338
Рис. 10.17. Схема размещения в кабине экипажа контрольных приборов и эле-
ментов сигнализации положения опор шасси:
А—переключатель сирены; Б—указатель УПЭС-12 положения передней опоры шассн; В—
указатель УПЭС-31 положения основных опор шасси; Г—пилотажно-посадочный сигнали-
затор ППС-2МВКБ (1, 3, 5—зеленые светосигнализаторы выпущенного положения опор
шасси; 2, 4, 6—красные светосигнализаторы убранного положения опор шасси)
выпущенного положения (замки подкосов). После аварийного вы-
пуска большие створки остаются открытыми и не фиксируются.
СИГНАЛИЗАЦИЯ ПОЛОЖЕНИЯ ШАССИ САМОЛЕТА
Контролировать положение передней и основных опор шасси
можно следующими средствами сигнализации (рис. 10.17):
светосигнализаторами крайних положений опор шасси (крас-
ною и зеленого цветов): красные светосигнализаторы сигнализи-
руют об убранном положении опор и закрытых больших створках,
зеленые — о выпущенном положении опор;
сиреной и светосигнальным табло красного цвета «Выпусти
шасси», напоминающих о необходимости выпуска шасси при захо-
де на посадку с невыпущенным шасси;
электрическими указателями ИП-32-03 положения основных
опор шасси, получающими сигналы от датчиков ДС-10, установлен-
ных в отсеках каждой основной опоры;
электрическим указателем ИП-21-04 положения передней опо-
ры шасси, получающим сигналы от датчика ДС-10, установленного
в отсеке передней опоры.
Светосигнализаторы получают сигналы от концевых выключате-
лей, установленных на замках убранного и выпущенного положе-
ний опор шасси и на замках больших створок (рис. 10.18).
333
340
Отсек передней, опоры шасси
2
Звуковая сигнализация (сирена) и светосигнальное табло «Вы-
пусти шасси» срабатывают от концевого выключателя, установлен-
ного в системе управления двигателями, при ненажатых перед по-
садкой самолета концевых выключателях выпущенного положения
передней и основных опор шасси. Сирена звуковой сигнализации
установлена на левом пульте пилота.
Светосигнализаторы и светосигнальное табло «Выпусти шасси»
скомпонованы на пилотажно-посадочном сигнализаторе, установ-
ленном на приборной доске против правого пилота.
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ТОРМОЗАМИ КОЛЕС ШАССИ
Основным средством для торможения самолета при движении
по земле являются дисковые тормоза колес основных опор шасси
с гидравлическими приводами. Основной системой управления яв-
ляется электрогидравлическая система, а аварийной — газогидрав-
лическая система (рис. 10.19).
Основная система управления тормозами оборудована импуль-
сной противоюзовой автоматикой. Основная система обеспечивает
возможность одновременного, а также дифференцированного тор-
можения колес основных опор шасси при движении по земле, за-
тормаживание колес при уборке шасси, стояночное торможение.
Рис. ’1’0.11’8. Схема размещения концевых выключателей блокировки и сигнали-
зации в отсеках шасси самолета (номера концевых выключателей соответствуют
номерам на электросхеме шасси. Четные номера концевых выключателей даны
для правой основной опоры, нечетные в скобках — для левой основной опоры):
I—три концевых выключателя: № 627—выдает электросигиал иа выпуск передней опоры,
№ 628—выдает электросигнал на уборку передней опоры, № 632—обесточивает электросисте-
му в конце цикла «выпуска» или «уборки»; 2—концевой выключатель № 1179 выдает элект-
росигнал на центральный пульт пилотов на лампу «Шасси убрано»; 3—концевой выключа-
тель № 644 выдает электросигнал иа закрытие створок при уборке передней опоры; 4—два
концевых выключателя: № 640—переключает в положение демпфирования систему управле-
ния поворотом колес передней опоры при уборке опоры, № 0655—выдает электросигиал для
блокировки аварийной гидросистемы управления поворотом колес при выпуске передней опо-
ры; 5—два концевых выключателя: № 643—выдает электросигиал на закрытие створок при
выпуске передней опоры, № 1178—выдает электросигиал на центральный пульт пилотов
«Шасси выпущено»; 6—концевой выключатель № 00660 (№ 00659) выдает электросигиал для
блокировки тормозов колес основной опоры; 7—концевой выключатель № 602 «Земля—Воз-
дух» иа правой основной опоре выдает электросигиал для блокировки гидросистемы (кон-
цевой выключатель № 677 «Земля—Воздух» на левой основной опоре выдает электросигиал
для блокировки гидросистемы и сигнализации хвостовой опоры—сирена); 8—концевой выклю-
чатель № 620 (№ 619) выдает электросипнал на закрытие большой створке после выпуска
основной опоры; 9—концевой выключатель № 1176 (№ 1177) выдает электросигиал на цент-
ральный пульт пилотов «Шасси выпущено»; 10—концевой выключатель № 622 (№ 621) вы-
дает электросигиал на закрытие большой створки после убррки основной опоры; 11—
концевой выключатель № 1180 (№ 1181), выдает электросигиал на центральный пульт пи-
лотов «Шасси убрано» после закрытия створок; 12—концевой выключатель № 01162
(№ 01175) выдает электросигиал иа центральный пульт пилотов об убранной основной опоре
и закрытом положении большой створки; 13—концевые выключатели № 626 и № 626а
(№ 625 и № 625а) обесточивают электросистему в конце цикла «выпуск» или «уборка»; 14—
концевые выключатели № 616 и № 618 (№ 615 и № 617) выдают электросигиал на уборку или
выпуск основной опоры
341
Рис. 13.19. Принципиальная гидравлическая схема торможения колес шасси
самолета:
/—обратный клапан; 2—гидроаккумуляторы тормозов; 3—датчик ИД240 с демпфером из
комплекта МИ240; 4—фильтр тонкой очистки; 5—гаситель гидроударов ГА162; 6—двухпо-
звционный гидроэлектрокран ГА185У/4; 7—редуктор ГА213 (Рраб = 5° кгс/см2) (490,5 • 104
Па); 3—челночный клапан УГ93/1 (с фильтром) торможения колес при уборке; 9—датчик
ИД80М с демпфером из комплекта электроманометра МИ80; 10— электрогидравлический
выключатель сигнализации стояночного тормоза УГ34/3; //—редукционные электрогидрав-
лические клапаны КЭ26/1 торможения колес; /2—датчик ИД100 с демпфером из комплекта
электроманометра МИ100; 13—выключатель автомата торможения УГ34/1; 14—демпферы;
/5—краны автоматов торможения УЭ24/1—2; 16—челночные клапаны УГ93/1, разъединяющие
линии основного и стояночного торможения; /7—челночные клапаны УГ93/1, разъединяю-
щие линии основного и аварийного торможения; 18—разьемные клапаны; 19—съемный кон-
трольный манометр; 20—редуктор азотный Ил611-200-65 зарядки гидроаккумуляторов; 21—
бортовой азотный зарядный штуцер УН55-01М; 22—фильтр с отстойником и обратным
клапаном; 23—редукционные ускорители УП54 тормозов левой и правой основных опор;
24— тормозной дифференциал УП45/1; 25—аварийные бачки тормозов; 26—датчики ИД100М
с демпферами из комплектов электроманометров МИ 100; 27—аварийный тормозной клапан
УП25/2; 28—редуктор азотный Ил611-200-50; 29—датчик ИД240 без демпфера из комплекта
электроманометра МИ240 ; 30— азотные баллоны аварийного торможения по 12 л (сжатый
азот 200 кгс/см-’ (1962 • 104 Па); 31—редуктор азотный Ил611-200-100; 32—клапаны УГ34/1
переключения указателей электроманометров тормозов
342
Рис. 10.20. Схема размеще-
ния в кабине экипажа ор-
ганов управления и прибо-
ров контроля систем тормо-
жения:
1—переключатель и светосигна-
лизаторы работы автомата
торможения; 2—указатели
электроманометров системы
торможения колес; 3—ручка
аварийного торможения и пе-
реключатель аварийного рас-
тормаживания колес; 4—пере-
ключатель стояночного тормо-
жени я
Аварийная система
торможения обеспечи-
вает одновременное и
дифференцированное
торможение колес ос-
новных опор шасси.
Аварийная тормозная
система не имеет про-
тивогазового устройст-
ва.
Тормозами колес
могут управлять как
левый, так и правый
пилоты с помощью тор-
мозных подножек, ус-
тановленных на педа-
лях руля направления.
Все колеса основных
опор шасси при необхо-
димости могут быть
расторможены пере-
ключателем аварийно-
го растормаживания,
расположенным на центральном пульте пилотов (рис. 10.20).
Стояночное торможение включается переключателем на левом
пульте пилота.
Управление аварийной системой осуществляется с помощью
ручки, расположенной на центральном пульте пилотов.
Приборы контроля и сигнализации тормозной
системы
Приборы контроля и светосигнализаторы находятся на рабочих
местах пилотов (см. рис. 10.20).
Указатели электроманометров давления в тормозах колес пра-
вой и левой основных опор шасси, светосигнализаторы работы ав-
343
томата торможения и переключатель автомата торможения распо-
ложены на приборной доске против левого пилота.
Указатели давления в тормозах колес являются общими для
систем основного и аварийного торможения, т. е. работают от дат-
чиков основной и аварийной тормозных систем. Указатели пере-
ключаются на работу от тех или других датчиков электрогидравли-
ческими выключателями УГ34/1.
Указатель электроманометра давления в гидроаккумуляторах
тормозов, указатель давления в тормозах при включении стояноч-
ного торможения и указатель давления в баллонах системы ава-
рийного торможения установлены на левом пульте пилота.
Зеленое светосигнальное табло «Стояночный тормоз выключен»
находится на пилотажно-посадочном сигнализаторе положения
опор шасси на приборной доске пилотов.
Основная система торможения
Особенностью системы торможения колес основных опор шасси
самолета Ил-62 является то, что редукционные клапаны КЭ26/1,
регулирующие давление в гидроприводах тормозов, имеют элект-
родистанционное управление от потенциометров УЭ35/1, установ-
ленных на педалях руля направления. Это позволило расположить
указанные клапаны и всю гидравлическую часть системы торможе-
ния вне герметичной части самолета, что в значительной мере уве-
личивает безопасность при разгерметизации гидросистемы или по-
жаре.
Рабочая жидкость в основную тормозную систему (см. рис.
10.19) поступает из гидравлической системы самолета через фильтр
тонкой очистки и обратный клапан. Обратный клапан препятствует
разрядке гидроаккумуляторов тормозов при падении давления в
основной гидросистеме. От гидроаккумуляторов тормозов жидкость
через гаситель гидроударов ГА162, уменьшающий забросы давле-
ния при включениях электрогидрокранов, подводится к двухпози-
ционному электрогидрокрану ГА185У/4. В одном положении кран
подает давление к редукционным клапанам КЭ26/1 основного тор-
можения, в другом (в режиме «стояночного торможения») — пода-
ет давление нагнетания в тормоза колес по магистрали стояночного
торможения.
Каждый пилот может управлять двумя клапанами КЭ26/1.
Один клапан регулирует давление в тормозах четырех колес одной
тележки.
Редуцированное давление от клапанов КЭ26/1 поступает через
челночный клапан УГ93/1, разъединяющий клапаны КЭ26/1 лево-
го и правого пилотов, в тормозную магистраль двумя потоками:
один поток идет к внешней паре колес тележки, другой — к внут-
ренней паре. Каждый поток проходит демпфер, электрогидрокран
автомата торможения УЭ24/1—2 и последовательно два челночных
клапана: первый, отделяющий систему стояночного торможения от
344
ШР„Клапан"
fa
ШР„Сеть
2
4,LJrx-rf
'еПисп,
+27±10°/„В
J
ШР„ Сеть
\пос
\Система“ UiaCCU
Левая
основная
опора
шасси.
давление I
Система^
й
Шариковый
клапан . .
Рис. 10.21. Схема электродистанционного управления давлением в тормозах ко-
лес шасси самолета:
ШР„ Клапан
Бак"
Правая
основная
опора
/—потенциометр УЭ35/1; 2— микровыключатель; 3— БТСЭ-62; 4—редукционный электрогид-
равлический клапан КЭ26/1
основной, и второй, отделяющий аварийную систему торможения
от основной.
Электродистанционное управление тормозным давлением осу-
ществляется следующим образом (рис. 10.21).
В режиме нормального торможения кран стояночного торможе-
ния ГА185/4 пропускает жидкость из линии нагнетания гидросисте-
мы к клапанам КЭ26/1. При ненажатых тормозных подножках
давление, подводимое к клапанам КЭ26/1, заперто, и тормоза сое-
динены со сливом.
При нажатии на тормозную подножку перемещается шток по-
тенциометра управления УЭ35/1. На ходе штока, равном 3 мм, сра-
батывает микровыключатель потенциометра, предназначенный для
устранения возможности самопроизвольного затормаживания при
ненажатой тормозной подножке в случае возникновения какой-ли-
бо неисправности в электрических цепях, и подает электропитание
на блок БТСЭ-62 и электромагнит ЭМШ редукционного клапана
345
Рис. 10.22. Схема работы электрогидра-
влического редукционного клапана
К.Э26/1:
1—потенциометр обратной связи; 2—штепсель-
ный разъем; 3—поршень; 4—электромагнит
ЭМШ; 5—клапан выпуска; 6—электромагнит
ЭМ1; 7—редукционная пружина; 8—золотник;
9—электромагнит ЭМП; 10—клапан выпуска
КЭ26/1 (рис. 10.22). Электромаг-
нит срабатывает и толкателем
прижимает шарик шарикового
клапана к седлу клапана, отсекая
тем самым канал В сливной ли-
нии от полости Б, расположенной
под поршнем редукционной пру-
жины.
При дальнейшем движении
штока потенциометра перемеща-
ется связанная с ним катушка, и
сдвоенные контакты скользят по
ее обмотке. Между контактами
потенциометра управления и по-
тенциометром обратной связи
(ПОС) клапана КЭ26/1 появля-
ется напряжение рассогласова-
ния, которое подается в блок
БТСЭ-62. Когда напряжение рас-
согласования достигает величины
срабатывания блока БТСЭ-62,
электропитание подается на элек-
тромагнит ЭМ1 клапана КЭ26/1,
Исходное положение
[-н + +1 - высокое давление
-давление слива
управляющий затормаживанием. Электромагнит ЭМ1 двигает зо-
лотник в положение, при котором полость Б, находящаяся над
поршнем редукционной пружины, сообщается с линией нагнета-
ния. Давление жидкости в полости Б повышается, и поршень, пе-
ремещаясь, сжимает редукционную пружину. Одновременно пе-
ремещаются связанные с поршнем сдвоенные контакты потенцио-
метра обратной связи, уменьшая напряжение рассогласования
между контактами потенциометров. При достижении напряжением
рассогласования величины напряжения отпускания блока БТСЭ-62
электропитание с электромагнита ЭМ1 снимается, и он отключает-
ся. Золотник клапана КЭ26/1 под действием пружины возвратится
в нейтральное положение и запрет жидкость под давлением в по-
лости Б. Движение поршня редукционной пружины прекратится, и
в тормозной системе установится редуцированное давление, про-
порциональное величине перемещения штока потенциометра
УЭ35/1 (ходу тормозной подножки). В зависимости от хода тормоз-
ной подножки давление в тормозах колес может изменяться от 0 до
62+13 кгс/см2 (608,2-104)+ 127’5'101 Па.
346
При необходимости снижения давления в тормозах колес необ-
ходимо уменьшить обжатие тормозной подножки.
При отпускании тормозной подножки процесс, описанный вы-
ше, повторится с тем отличием, что напряжение рассогласования
между контактами управляющего потенциометра и ПОС, подавае-
мое в блок БТСЭ-62, будет противоположного знака, и электропи-
тание при срабатывании блока будет подаваться на электромагнит
ЭМП клапана КЭ26/1, управляющий растормаживанием. Электро-
магнит ЭМП при срабатывании сдвигает золотник в положение,
при котором полость Б сообщается с линией слива. Давление жид-
кости в полости Б понижается, и поршень редукционной пружины
под действием пружины и давления жидкости в полости А переме-
щается в направлении исходного положения, ослабляя затяжку ре-
дукционной пружины. Поршень будет двигаться до тех пор, пока
не исчезнет напряжение рассогласования и не отключится электро-
магнит ЭМП. При отключении электромагнита золотник КЭ26/1
под действием пружины возвращается в нейтральное положение и
запирает жидкость под давлением в полости Б. В тормозной сис-
теме устанавливается другое (более низкое) давление, соответст-
вующее новому положению тормозной подножки.
При полном отпускании тормозной подножки микровыключа-
тель управляющего потенциометра УЭ35/1 размыкается и обес-
точивает электромагнит ЭМШ клапана КЭ26/1 и блок БТСЭ-62.
При выключении электромагнита ЭМШ полость Б через канал В
соединяется со сливом независимо от положения золотника, и ко-
леса полностью растормаживаются.
Электромагниты ЭМШ обоих редукционных клапанов КЭ26/1
(у каждого пилота), управляющие давлением в тормозах колес
правой и левой основных опор, соединены последовательно. Это
дает возможность одновременно растормозить колеса обеих опор
при отказах в системе.
В случае каких-либо неисправностей в системе (колеса не рас-
тормаживаются при отпускании тормозной подножки) все колеса
обеих опор могут быть одновременно расторможены переключате-
лем «Аварийное растормаживание» на центральном пульте пило-
тов. При его перекладке включаются все четыре электрогидрокра-
на УЭ24./1-2, соединяющие тормоза колес с линией слива гидросис-
темы.
Для предупреждения юза колес и увеличения эффективности
торможения основная система торможения оборудована автоматом
торможения. Автомат торможения работает по сигналам инерци-
онных датчиков, установленных на всех колесах основных опор
шасси.
При отсутствии юза колес микровыключатели всех инерцион-
ных датчиков на колесах разомкнуты, электрогидрокраны УЭ24/1-2
обесточены и при торможении свободно пропускают через себя
жидкость от клапанов КЭ26/1 в тормоза колес.
При наступлении юза у любого из колес срабатывает инерцион-
ный датчик этого колеса. При этом замыкается микровыключатель
347
датчика, который включает соответствующий электрогидрокран
УЭ24/1-2, электрогидрокран перекрывает линию давления, подво-
димого к тормозам пары колес (внешних или внутренних). Тормо-
за соединяются с линией слива, и колеса растормаживаются. Одно-
временно на приборной доске пилотов загорается зеленый свето-
сигнализатор, сигнализирующий, что в тормозах соответствующей
пары колес данной опоры шасси произошло сбрасывание давле-
ния жидкости. Колесо, которое подверглось юзу, начинает раскру-
чиваться. Как только оно раскрутится, размыкается микровыклю-
чатель его датчика и электрогидрокран УЭ24/1-2 обесточивается.
При этом тормоза обоих колес пары отсоединяются от линии слива
и соединяются с линией нагнетания. Колеса вновь затормажива-
ются, гаснет светосигнализатор.
Демпферы в системе предназначены для \ меньшения взаимно-
го влияния работы тормозов обеих пар колес при срабатывании
противоюзовой автоматики. Они уменьшают падение давления жид-
кости в тормозах одной пары тележки вследствие перетекания жид-
кости из тормозов этих колес во вновь затормаживаемые после сра-
батывания автомата торможения колеса другой пары тележки
(после отключения электрогидрокрана УЭ24/1-2).
Так как электрогидрокраны УЭ24/1-2 не могут длительное вре-
мя находиться под током, в электросхему автомата торможения
введена блокировка в виде электрогидравлического выключателя
УГ34/1, размыкающего цепь автомата при давлении в тормозах ме-
нее 8 кгс/см2(78,5-104 Па) (при растормаживании).
Для предотвращения посадки самолета с заторможенными ко-
лесами предусмотрена блокировка, которая осуществляется с по-
мощью концевых выключателей обжатого положения основных
опор шасси. При необжатых амортизаторах опор (в воздухе) кон-
цевые выключатели замыкают соответствующие электроцепи и при
наличии давления в тормозах (даже если один электрогидравличе-
ский выключатель УГ34/1 замкнул цепь) питание подается на
электромагниты кранов УЭ24/1-2, которые после срабатывания сое-
диняют тормозную линию с линией слива гидросистемы. В системе
предусмотрена задержка по времени снятия сигнала с кранов при
размыкании концевых выключателей или контактов УГ34/1.
Для затормаживания колес на стоянке в основной системе тор-
можения предусмотрена линия стояночного торможения (см. рис.
10.19). Источником энергии стояночного торможения являются
гидроаккумуляторы основной тормозной системы.
Стояночное торможение включается переключателем
«Стояночное торможение» на левом пульте пилота. При установке
переключателя в положение «Заторможено» двухпозиционный элек’-
трогидрокран ГА185У/4 переключается, соединяя линию основной
тормозной системы с линией слива гидросистемы самолета, а гид-
роаккумуляторы тормозов — с линией стояночного торможения.
Жидкость через электрогидрокран ГА185У/4 поступает в челноч-
ный клапан, разъединяющий линию стояночного торможения и ли-
нию уборки шасси, перекладывает его и поступает в редуктор
348
ГА213. Редуктор отрегулирован на номинальное давление на вы-
ходе 50 кгс/см2 (490,5-104 На). Он поддерживает в линии стояноч-
ного торможения давление в пределах 42—70 кгс/см2 (412-104—
—706,3-104 Па). Давлением жидкости перекладываются челночные
клапаны, разъединяющие линию стояночного торможения и линию
основного торможения, и жидкость из редуктора поступает одно-
временно в тормоза всех колес обеих опор.
При установке переключателя «Стояночное торможение» в по-
ложение «Расторможено» электрогидрокран ГА185У/4 обесточива-
ется, и все колеса растормаживаются. При этом на пилотажно-по-
садочном сигнализаторе загорается зеленое светосигнальное таб-
ло «Стояночный тормоз выключен», включаемое электрогидравли-
ческим выключателем УГ34/3 (установленным в линии стояночного
торможения) при падении давления в линии стояночного торможе-
ния ниже 4 кгс/см2 (39,2-104 Па). При давлении в линии стояноч-
ного торможения выше 8 кгс/см2 ( 78,5-104 Па) электрогидравличе-
ский выключатель разрывает цепь светосигнального табло, и оно
гаснет.
Для предотвращения тряски конструкции, которая может иметь
место при вращении несбалансированных колес шасси при уборке,
в системе предусмотрено послевзлетное затормаживание колес
шасси.
Для затормаживания колес основных опор шасси при уборке
используется линия стояночного торможения.
При уборке шасси давлением жидкости из линии уборки пра-
вой основной опоры автоматически перекладывается челночный
клапан, разъединяющий линию стояночного торможения и линию
уборки шасси, и жидкость поступает в редуктор стояночного тор-
можения ГА213. Дальнейший путь жидкости и величина давления
в тормозах такие же, как и при включении стояночного торможения.
При этом величина давления жидкости в тормозах может контро-
лироваться по указателю электроманометра «Стояночный тормоз».
Светосигнальное табло «Стояночный тормоз выключен» при уб-
ранном шасси не горит, так как концевой выключатель, располо-
женный на замке складывающегося подкоса правой основной опо-
ры, разрывает цепь питания электрогидравлического выключателя
УГ34/3.
Колеса передней опоры во время уборки шасси подтормажива-
ются посредством подачи давления в тормоза колес от сети убор-
ки передней опоры.
Система аварийного торможения
При отказе основной гидравлической системы самолета (см.
рис. 10.19) торможение колес основных опор шасси производится
от автономной газогидравлической системы, управляемой ручкой,
расположенной в кабине экипажа на центральном пульте пилотов.
При этом затормаживаются все колеса обеих опор. Степень затор-
маживания пропорциональна ходу ручки. Для обеспечения различ-
349
ной степени затормаживания колес правой и левой основных опор
шасси управление тормозами от аварийной системы при нажатой
ручке осуществляется через тормозной дифференциал от педалей
руля направления: при нейтральном положении педалей колеса
правой и левой основных опор заторможены одинаково, при пово-
роте педалей происходит частичное растормаживание колес левой
или правой основной опоры.
Аварийная тормозная система не имеет противоюзового устрой-
ства, и, чтобы не допустить юза ко тес, интенсивность торможения
должна соответствовать состоянию поверхности аэродрома и наг-
рузке на колеса. Давление жидкости в тормозах колес правой и
левой основных опор при аварийном торможении контролируется
по указателям электроманометров основной тормозной системы, но
работают они в этом случае от датчиков, установленных в аварий-
ной системе. Для переключения указателей иа работу от этих дат-
чиков в аварийной системе установлены электрогидравлические пе-
реключатели УГ34/1.
В аварийной тормозной системе можно выделить три линии:
линию нагнетания, управляющую линию и линию торможения. Ли-
ния нагнетания начинается от баллонов аварийного торможения и
через редуктор Ил611-200-100 проходит к редукционным ускорите-
лям УП54, а через редуктор Ил611-200-50 — к аварийному тормоз-
ному редукционному клапану УП25/2. Линия нагнетания всегда
находится под давлением, обеспечивая готовность аварийной сис-
темы к работе. Она является азотной линией.
Управляющая линия проходит от клапана УП25/2 к дифферен-
циалу УП45/1, а от него — к управляющим полостям редукционных
устройств УП54. Управляющая линия служит для дистанционного
управления ускорителями УП54. Она также является чисто азот-
ной линией.
Линия торможения начинается от ускорителей УП54 и проходит
через аварийные бачки, дозаторы УГ96/1, челночные клапаны
УГ93/1 к тормозам колес. Линия торможения — смешанная: от ре-
дукционных ускорителей до аварийных бачков рабочей средой яв-
ляется азот, а от аварийных бачков — жидкость АМГ-10.
В зависимости от хода ручки аварийного торможения величина
давления азота в управляющей линии, созцаваемая аварийным
тормозным редукционным клапаном УП25/2, изменяется от 0 до
14 кгс/см2 (137,2-104 Па).
Дифференциал УП45/1 кинематически связан с тягой управле-
ния рулем направления. Когда педали руля направления находят-
ся в нейтральном положении, то из дифференциала к обоим редук-
ционным ускорителям УП54 поступает азот с одинаковым давле-
нием. Из редукционных ускорителей азот поступает в аварийные
бачки, при этом его давление может изменяться от 0 до 75 кгс/см2
(735-104 Па) (в зависимости от величины подведенного к ускори-
телям управляющего давления азота). Из аварийных бачков дав-
лением азота жидкость вытесняется в трубопроводы и через доза-
350
торы УГ96/1 поступает в челночные клапаны УГ93/1, отключая ли-
нию основного торможения, и проходит в тормоза колес.
При отклонении педалей руля направления поворачивается ры-
чаг дифференциала. При этом величина управляющего давления
азота, поступающего в один из редукционных ускорителей, умень-
шается, а у другого сохраняется прежней (з зависимости от того,
в какую сторону повернут руль направления). При этом колеса од-
ной опоры по сравнению с колесами другой частично растормажи-
ваются. При крайнем положении педалей давление жидкости в
тормозах растормаживаемых колес не более 8 кгс/см2 (78,5-104
Па). Таким образом, с помощью дифференциала можно изменить
давление жидкости в тормозах колес любой опоры при сохранении
давления в тормозах в другой (в пределах от 75 (735,8-104 Па) до
8 кгс/см2 (78,5-104 Па)). При этом жидкость из тормозов расторма-
живаемых колес возвращается в аварийный бачок, вытесняет азот,
который, проходя через дросселирующее отверстие демпфера ре-
дукционного ускорителя, стравливается в атмосферу. Из управля-
ющей линии азот стравливается в атмосферу через аварийный тор-
мозной редукционный клапан.
При разрушении трубопровода между дозатором УГ96/1 и тор-
мозом резко возрастает количество жидкости, проходящей через
дозатор, и он автоматически закрывается, перекрывая подачу жид-
кости к соответствующей паре колес этой опоры.
ХВОСТОВАЯ ОПОРА
Хвостовая опора (рис. 10.23) предназначена для предотвраще-
ния опрокидывания незагруженного самолета на хвост во время
стоянки, при рулении и буксировке, когда центр масс самолета на-
ходится сзади оси вращения тележек основных опор самолета, и
загруженного самолета на хвост с центровками, близкими к нейт-
ральной, при ветре во время стоянки, при рулении и буксировке.
Колеса хвостовой опоры в убранном положении выступают за
контур фюзеляжа, предохраняя фюзеляж от возможного касания о
землю при посадке самолета.
Хвостовая опора состоит из амортизатора, рычага с осью и двух
нетормозных колес К298. Опора крепится цапфами к жесткости
фюзеляжа. Основные конструктивные элементы хвостовой опоры
смонтированы на силовом кожухе. Амортизатор устанавливается
внутри силового кожуха и перемещается в нем по роликам, распо-
ложенным в три ряда (по четыре в каждом ряду) и закрепленным
на силовом кожухе. Направляющие ролики соприкасаются с на-
ружной поверхностью цилиндра амортизатора. Кроме того, на си-
ловом кожухе установлены: ходовой винт, дифференциальный ре-
дуктор и два блока концевых выключателей. Амортизатор через
бронзовую гайку кронштейна цилиндра кинематически связан с
ходовым винтом.
351
Рис. 10.23. Хвостовая опора шасси:
/—съемный кожух; 2—чехол герметизации; 3—
верхний ряд направляющих роликов; 4—защит-
ный кожух ходового винта; 5—ходовой винт; 6—
силовой кожух; 7—электромеханизм МПО-1; 8—
карданный вал; 9—угловая передача; 10— шесте-
ренчатый редуктор; 11—редуктор ручного приво-
да; /2—рукоятка; /3—средний ряд направляющих
роликов; 14—верхняя цапфа; 15—кронштейн креп-
ления электромеханизма МПО-1; 16—концевые
выключатели; 17—карданные валы; 18—иижняя
цапфа; 19—дифференциальный редуктор; 20-
амортизатор; 21 —нижний узел штока амортиза-
тора; 22—ось колеса; 23—щиток; 24— нижний ку-
лачок; 25—верхний кулачок; 26—нижний ряд на-
правляющих роликов
На штоке амортизатора установ-
лен нижний узел с осью колес. Ниж-
ний узел свободно вращается на
штоке на трех бронзовых втулках.
Ось колес вынесена относитель-
но оси ориентировки назад, что обес-
печивает самоориентировку колес
выпущенной хвостовой опоры при
движении самолета по земле в лю-
бом направлении. Пространство
между колесами закрыто щитком,
установленным на нижнем узле.
Для предохранения механизмов
хвостовой опоры от попадания на
них конденсата из киля зазор меж-
ду верхней жесткостью фюзеляжа
и силовым кожухом хвостовой опо-
ры загерметизирован резиновым
чехлом.
Хвостовая опора установлена в
негерметичной части фюзеляжа
между шп. № 85 и 87 и незначитель-
но смещена от оси симметрии само-
лета вправо. Верхняя часть силово-
го кожуха помещается внутри киля.
Приводы дифференциального ре-
дуктора размещены: электромеха-
низм МПО-1 закреплен на жесткости шп. № 86, а редуктор ручного
привода с ручкой установлен в герметичной части фюзеляжа за
пассажирским салоном в нише шп. № 84.
Хвостовая опора убирается вертикально вверх. Уборка и вы-
пуск производятся с помощью винтовой передачи. Амортизатор
убирается в силовой кожух. В выпущенном положении цилиндр
находится в направляющих роликах нижнего и среднего рядов.
Во время уборки хвостовой опоры в промежуточном положении
цилиндр соприкасается со всеми направляющими роликами. При
дальнейшем подъеме опоры цилиндр выходит из роликов нижнего
352
ряда и касается направляющих роликов среднего и верхнего ря-
дов.
Для регулировки в радиальном направлении ролики, за исклю-
чением двух задних в среднем ряду (базовых роликов), установ-
лены на эксцентрических осях.
Кронштейн цилиндра амортизатора при уборке (выпуске) пере-
мещается в вертикальном пазу силовою кожуха. Ходовой винт мо-
жет приводиться во вращение через дифференциальный редуктор
от одного из двух приводов, соединенных с ним через карданный
вал.
При подъеме амортизатора колеса принудительно устанавлива-
ются в нейтральное положение, обеспечивая беспрепятственную
уборку колес в нижний отсек фюзеляжа. Поворот и установка ко-
лес производится верхним и нижним кулачками, установленными
перед амортизатором.
В выпущенном положении хвостовой опоры вертикальные наг-
рузки, приходящие на амортизатор, через гайку, установленную на
кронштейне цилиндра амортизатора, передаются на ходовой винт
и через нижний кронштейн — на силовой кожух. Боковые нагрузки
воспринимаются и передаются на силовой кожух направляющими
роликами нижнего и среднего рядов. При посадках самолета с
максимальными посадочными углами и убранной хвостовой опо-
рой в случае касания земли колесами опоры вертикальная нагруз-
ка, приходящая на амортизатор, передается через фланец узла на
силовой кожух, минуя винтовую передачу. При этом боковые наг-
рузки воспринимаются и передаются на силовой кожух направляю-
щими роликами среднего и верхнего рядов.
Амортизатор хвостовой опоры представляет собой жидкостно-
газовую камеру, внутренний объем которой заполнен небольшим
количеством жидкости АМГ-10 и азотом под определенным началь-
ным давлением. Жидкость служит только для смазки нижней бук-
сы и улучшения условий работы резиновых уплотнительных колец.
Азот предотвращает воспламенение жидкости при повышении
давления. Энергия, затрачиваемая внешней силой на обжатие
амортизатора, аккумулируется в сжатом азоте и практически амор-
тизатором не поглощается. При обратном ходе (выдвижение што-
ка) энергия, накопленная сжатым азотом, расходуется на ускорен-
ное выдвижение штока и преодоление внешней нагрузки на хвос-
товую опору.
Конструктивно амортизатор представляет собой герметический
цилиндр, внутри которого неподвижно установлены верхняя и ниж-
няя буксы, по которым перемещается шток при обжатии аморти-
затора и при обратном ходе. Буксы передают на цилиндр боковые
нагрузки, действующие на шток.
В средней части цилиндра установлен зарядный штуцер для
зарядки амортизатора азотом.
Под влиянием внешней силы, действующей на хвостовую опо-
ру, амортизатор обжимается, и шток движется вверх (внутри ци-
линдра). Азот, заполняющий внутренний объем амортизатора,
353
сжимается до тех пор, пока его давление не уравновесит нагрузку,
действующую на амортизатор. Если давление азота внутри амор-
тизатора превышает внешнюю силу, шток движется вниз. При от-
сутствии внешней силы, когда колеса хвостовой опоры не соприка-
саются с землей, шток полностью выдвинут из цилиндра аморти-
затора вниз до упора.
Система управления уборкой и выпуском
хвостовой опоры
Механизм уборки (выпуска) имеет основной и аварийный при-
воды. Основным приводом является электромеханизм МПО-1, уп-
равляемый переключателем, установленным на центральном пуль-
те пилотов, аварийным — механизм ручного действия, приводящий-
ся в работу посредством ручки редуктора.
Хвостовая опора оборудована системой электрической блоки-
ровки и сигнализации крайних положений амортизатора хвостовой
опоры. Эта система управляется двумя блоками концевых выклю-
чателей.
Уборка и выпуск хвостовой опоры
от основного привода
В систему управления уборкой и выпуском хвостовой опоры от
основного привода входят электромеханизм МПО-1, дифференци-
альный редуктор, винтовая передача и карданный вал, соединяю-
щий выходной вал электромеханизма с дифференциальным редук-
тором. Момент вращения на выходном валу электромеханизма
МПО-1 создают два реверсивных электродвигателя постоянного
тока. Вращение от двух электродвигателей через редуктор плане-
тарной передачи с суммирующим дифференциалом передается на
выходной вал электромеханизма.
При выходе из строя одного из электродвигателей работает
другой, в этом случае момент вращения на выходном валу элект-
ромеханизма сохраняется, а скорость вращения уменьшается
вдвое. Электродвигатели получают питание по двум независимым
линиям от разных шин. При обесточивании одного из них обесто-
чивается электромагнитная муфта этого двигателя, которая, блоки-
руя выходной вал двигателя, обеспечивает работу механизма
МПО-1 от другого двигателя.
Скорость вращения выходного вала механизма МПО-1 зависит
от момента на выходном валу: до снятия обжатия амортизатора и
пневматиков колес при уборке, а также при обжатии амортизатора
и пневматиков колес при выпуске механизм МПО-1 работает с
максимальным моментом и минимальной скоростью вращения вы-
ходного вала, при уборке после снятия обжатия амортизатора и
пневматиков колес и при выпуске до касания земли колесами — с
минимальным моментом вращения и максимальной скоростью вра-
щения выходного вала. При установке переключателя в положе-
ние «Уборка» электропитание подается к электродвигателям меха-
354
низма МПО-1. Вращение выходного вала электромеханизма через
карданный вал, дифференциальный редуктор и муфту передается
на ходовой винт винтовой передачи. Перемещение гайки винтовой
передачи, установленной в кронштейне цилиндра амортизатора,
вызывает уборку хвостовой опоры. По окончании полного цикла
уборки хвостовой опоры концевые выключатели обесточивают
электродвигатели механизма МПО-1. Уборка хвостовой опоры
прекращается. При установке переключателя в положение «Вы-
пуск» электропитание подается к электродвигателям механизма
МПО-1, начинается выпуск хвостовой опоры.
По окончании полного цикла выпуска опоры концевые выклю-
чатели обесточивают электродвигатели механизма МПО-1. Выпуск
хвостовой опоры прекращается.
Система ручного привода хвостовой опоры
Система ручного привода является аварийной и предназначена
для уборки (выпуска) хвостовой опоры в случаях неисправности
электромеханизма МПО-1 или бортовой электросети постоянного
тока.
Выпуск хвостовой опоры от механизма ручного привода произ-
водится до момента касания земли колесами хвостовой опоры (без
обжатия амортизаторов и пневматиков колес).
При уборке (выпуске) хвостовой опоры вращение ручки редук-
тора ручного привода передается через шестеренчатый редуктор,
карданные валы и угловые передачи на входной вал ручного при-
вода дифференциального редуктора и далее на ходовой винт вин-
товой передачи.
Сигнализация положений хвостовой опоры
Система сигнализации предназначена для информации о поло-
жениях хвостовой опоры, а также для предупреждения экипажа о
необходимости уборки опоры перед взлетом и выпуска перед раз-
грузкой самолета.
Основными средствами сигнализации положений хвостовой опо-
ры являются желтые светосигнальные табло «Хвостовая опора вы-
пущена» и «Хвостовая опора убрана» на центральном пульте пи-
лотов и желтый светосигнализатор — в нише шп. № 84 на элскт-
ропанели. Дополнительными средствами сигнализации положений
хвостовой опоры служат красное светосигнальное табло «Хвосто-
вая опора выпущена» и электрический звонок, расположенные на
верхнем электрощитке пилотов, а также белые светосигнальные
табло «Выпусти опору», установленные над входными дверями са-
молета.
Управление системой электрической блокировки и основными
средствами сигнализации положений хвостовой опоры производит-
ся двумя блоками концевых выключателей, смонтированных на
силовом кожухе хвостовой опоры. Концевые выключатели верхнего
355
блока ограничивают выпуск, а концевые выключатели нижнего
блока — уборку хвостовой опоры.
При выпущенной хвостовой опоре загораются табло «Хвостовая
опора выпущена», при убранной — «Хвостовая опора убрана» и
светосигнализатор. При выпущенной хвостовой опоре и самолете,
снятом со стояночных тормозов, при установке рычагов управления
двигателями в положение «Взлет» звонит звонок. При убранной
хвостовой опоре при открывании входных дверей самолета над
дверями загораются светосигнальные табло «Выпусти опору» и зво-
нит звонок.
При случайном выпуске хвостовой опоры в полете звонит зво-
нок.
В случае уборки хвостовой опоры от ручного привода будут го-
реть табло «Хвостовая опора убрана» и светосигнализатор. По-
скольку выпуск хвостовой опоры от ручного привода производится
до момента касания земли колесами (не полный цикл выпуска)
сигнализация выпущенного положения хвостовой опоры не работа-
ет. В этом случае при открывании входных дверей самолета над
дверями загораются светосигнальные табло «Выпусти опору» и
звонит звонок.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Условные обозначения . . . . . ................. 3
Глава 1. Основные требования — безопасность, комфорт, экономич-
ность, заложенные в основу проектирования самолета Ил-62,
и пути их реализации.................................................... 5
Краткое описание конструкции самолета и систем . .... 17
Фюзеляж . . . . . ...........................17
Крыло ..........................................................17
Оперение.........................................................18
Силовая установка . . . . ........................18
Топливная система . . . . ........................18
Шасси самолета . . . . ...........................19
Система управления самолетом . 19
Гидрогазовая система............................................ 20
Система кондиционирования........................................20
Кислородная система..............................................21
Противообледенительная система . . .....................21
Пожарное оборудование............................................21
Электрооборудование ............................................ 22
Радиооборудование . . . ...........................22
Пилотажно-навигационное оборудование.............................22
Аварийно-спасательные средства . 23
Основные геометрические данные самолета..........................23
Глава 2. Аэродинамика самолета . . .....................25
Общие сведения . . . . ...........................25
Основные летно-технические характеристики..........................26
Основные летно-технические данные самолета Ил-62 .... 27
Основные данные двигателя НК-8-4 . . .................27
Взлетные и посадочные характеристики ............................28
Влияние различных факторов на взлетные характеристики ... 37
Потребные длины разбега и взлетной дистанции.....................40
Отказ двигателя на взлете . . ........................41
Начальный набор высоты . . . . .................50
Посадка..........................................................52
Набор высоты, полет по маршруту, снижение........................60
Аэродинамическая компоновка и основные аэродинамические харак-
теристики .........................................................84
Устойчивость и управляемость.......................................105
Общие сведения..................................................105
Краткие сведения по системе управления . 108
Характеристики устойчивости и управляемости......................112
Характеристики устойчивости и управляемости на крайних режимах
полета..........................................................121
Характеристики устойчивости и управляемости и особенности пове-
дения самолета на больших углах атаки....................... 124
Характеристики устойчивости и управляемости при наличии льда
на стабилизаторе . 126
357
Стр.
Глава 3. Весовые данные, загрузка и центровка самолета .... 128
Массы самолета....................................................128
Загрузка самолета . . . . ........................130
Заправка самолета топливом . . ........................132
Центровка самолета................................................133
Расчет загрузки и центровки самолета по центровочному графику 134
Расчет центровки самолета в особых случаях.....................137
Четырехопорное шасси самолета.....................................143
Система контроля массы и центровки при эксплуатации самолета . 144
Методика взвешивания самолета и определение массы и центровки
на основе полученных материалов . . .................144
Глава 4. Планер самолета.............................................147
Основные конструкционные материалы планера ......................149’
Защита планера от коррозии . . ........................149
Глава 5. Фюзеляж.....................................................151
Общие сведения . . . . ............................151
Конструктивно-силовая схема фюзеляжа . .................151
Каркас и обшивка фюзеляжа . . ........................158
Компоновка фюзеляжа . . . . ....................160
Кабина экипажа.................................................161
Пассажирские салоны . . . . ....... 162
Багажпо-грузовые помещения . . . .................164
Отсеки фюзеляжа . . . . ........................164
Двери и люки...................................................167
Разъемы фюзеляжа . . . . ........................178
Стыковые соединения фюзеляжа......................................178
Сопрягающие обтекатели......................................, 180
Герметизация фюзеляжа . . . ........................180
Металлизация фюзеляжа . . . ........................181
Дренажно-осушительная система . . . .................181
Глава 6. Крыло . . ............................185
Общие сведения . . . . ............................185
Конструктивно-силовая схема . . ........................185
Конструкция крыла . . . . ........................189
Разъемы крыла . . . . . ........................195
Средства механизации крыла........................................196
Отдельные части крыла . . . . ....................200
Эксплуатационные и технологические люки .........................204
Герметизация крыла . . . . ........................206
Глава 7. Оперение....................................................207
Горизонтальное оперение ......................................... 207
Вертикальное оперение . . . . . .................211
Стыковое соединение стабилизатора и киля . .................216
Эксплуатационные и технологические люки . .................218
Глава 8. Силовая установка ....................219
Общие сведения....................................................219
Система запуска двигателя . . . . .............223
Управление двигателями............................................229
Топливная система самолета . . . ....................236
Система заправки топливных баков ............................. 241
Система питания двигателей топливом . . . .... 245
Система перекачки топлива из дополнительных баков в главные баки 247
Резервная система перекачки топлива .......................... 248
Система аварийного слива топлива . . . . .... 248
Дренажная система..............................................249
Слив топлива на земле . . . . ....................25Р
Стр.
Слив конденсата..................................................250
Подача топлива к ВСУ . . ........................• . 250
Система измерения количества топлива ........................... 251
Масляная система..................................................251
Основные данные масляной системы.................................251
Гондолы двигателей . . . . ........................254
Крепление двигателей ............................................ 257
Вспомогательная силовая установка . . .................259
Глава 9. Управление самолетом.........................................262
Общие сведения . . . . ...........................262
Управление рулем высоты, стабилизатором и триммерами руля высоты 264
Управление элеронами, триммерами элеронов и интерцепторами . . 275
Управление рулем направления и триммером руля направления . . 286
Система управления закрылками . . . .................293
Система стопорения рулей и элеронов . .....................299
Глава 10. Шасси самолета . . ........................303
Общие сведения . . . . ...........................303
Конструкция передней опоры шасси . .....................3'05
Створки отсека передней опоры шасси .............. 312
Система управления поворотом колес передней опоры шасси . . 314
Работа системы в режиме управления ...........................316
Работа системы в режиме демпфирования.........................320
Сигнализация .................................................... 321
Конструкция основной опоры шасси..................................321
Створки отсеков основных опор шасси . . . .... 331
Система управления уборкой — выпуском передней и основных опор
самолета......................................................333
Работа системы...............................................335
Сигнализация положения шасси самолета.........................339
Система управления тормозами колес шасси......................341
Приборы контроля и сигнализации тормозной системы .... 343
Основная система торможения . . .....................344
Система аварийного торможения................................349
Хвостовая опора.............................................351
Система управления уборкой и выпуском хвостовой опоры . . 354
Сигнализация положений хвостовой опоры.......................355
ПАССАЖИРСКИЙ
САМОЛЕТ
Ил-62
Часть II
СИСТЕМЫ САМОЛЕТА, ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА
Под редакцией чл.-кор. АН СССР Г. В. Новожилова
МОСКВА «МАШИНОСТРОЕНИЕ» 1981
Глава 1
ГИДРОГАЗОВАЯ СИСТЕМА*
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
В тех случаях, когда на самолете надо выполнить какую-либо
операцию, связанную с преодолением большой силы и одновремен-
но с большим быстродействием, обычно применяют гидравличес-
кий привод, который обладает в условиях самолета наилучшей
отдачей по мощности на единицу массы, будучи при этом конст-
руктивно простым и высоко надежным.
На самолете Ил-62 гидроприводы применены для уборки и вы-
пуска шасси, управления поворотом колес передней опоры, тор-
можения колес, управления интерцепторами и для работы стекло-
очистителей.
Для питания указанных выше гидроприводов на самолете пре-
дусмотрены гидрогазовая система, состоящая из основной и ава-
рийной гидросистем, и аварийная газогидравлическая система
(рис. 1.1, 1.2).
Каждая система имеет свои источники давления.
Основная гидросистема обеспечивает: уборку и выпуск перед-
ней и основных опор самолета с закрыванием и открыванием
створок отсеков шасси; управление поворотом колес передней опо-
ры; основное и стояночное торможение колес основных опор шас-
си; подтормаживание колес передней опоры шасси; управление
интерцепторами в тормозном и элеронном режимах, а также ра-
боту стеклоочистителей.
Давление жидкости в основной системе создается четырьмя
гидронасосами НП25-5 постоянной производительности, установ-
ленными по одному на каждом двигателе. Насосы снабжены ав-
томатическими устройствами, которые по достижении в гидроси-
стеме рабочего давления переводят насосы на холостой ход, т. е.
направляют поток рабочей жидкости непосредственно в гид-
робак.
В линиях всасывания насосов установлены пожарные краны,
перекрывающие линии подачи рабочей жидкости из бака в насос
в случае пожара на соответствующем двигателе.
* В данной главе рассмотрена только сеть источников давления гидрога-
зовой системы. Функциональные гидравлические подсистемы (системы уборки —
выпуска шасси, торможения колес, управления поворотом колес передней опо-
ры и др.) разобраны в соответствующих главах.
3
Подорот
колес
передней. I
бпорь ' ;
Стекло-
очисти-
тель
Основной. аварийный
Спойлеры
Рис. 1.1. Структурная схема гидрогазовой системы
Для поддержания давления в линии нагнетания системы име-
ются два гидроаккумулятора, два других обслуживают систему
тормозов.
Аварийная гидравлическая система обеспечивает: аварийный
выпуск основных опор шасси, аварийный поворот колес передней
опоры шасси и аварийный выпуск и уборку интерцепторов в тор-
мозном режиме и уборку в элеронном режиме. Система питается
от автономной насосной станции НС41 — насоса переменной про-
изводительности с приводом от электродвигателя — и имеет свой
гидроаккумулятор. Бак насосной станции подсоединяется к баку
основной системы таким образом, что при нарушении герметично-
сти последней в нем остается минимально необходимое количество
жидкости для работы аварийной системы. Соединительным кра-
ном линия нагнетания автономной насосной станции может быть
подключена к линии нагнетания основной системы. Это дает воз-
можность использовать ее для работы на основную систему.
Гидросистема заправляется через бортовые приемные штуцера.
Кроме того, гидробак можно заправлять непосредственно через
его заливную горловину.
Трубопроводы в линиях высокого давления выполнены из нер-
жавеющей стали, в линиях низкого давления — из алюминиевого
сплава.
4
Рис. 1.2. Принципиальная схема источников давления гидрогазовой системы:
/—обратный клапан; 2—дренажный бачок; 3—предохранительный клапан; 4—гидробак основной гидросистемы; 5—гидробак насосной
станции; 6—фильтр гидросистемы; 7—пожарный кран КЭ27/1; 8—гидронасос НП25-5; 9—разъемные клапаны нагнетания и всасывания;
10—реле давления ГА135Т-00-45А; //—обратные клапаны; /2—насосная станция НС41; 13—манометр съемный М.ТК-100-400 с разъем-
ным клапаном; 14—автомат разгрузки насоса ГА121М-3; /5—бортовые приемные клапаны всасывания и нагнетания; 16—автомат дав-
ления ГА168; /7—датчик ИД240М с демпфером из комплекта электроманометра МИ240; 18—гидроаккумулятор; 19—гаситель гидроуда-
ра РГ6/Т; 20—соединительный электрогидравлический кран КЭ36; 2/—гаситель гидроудара ГА162Т; 22—редуктор зарядки гидроакку-
муляторов ИЛ-611-200-65; 23—фильтр с отстойником и обратным клапаном; 24—бортовой азотный зарядный штуцер УН55-01М; 25-
баллон аварийного торможения; 26—датчик ИД240М электроманометра МИ240; 27—редуктор ИЛ611-200-50; 28—аварийный тормозной
клапан УП25/2
Основные данные гидрогазовой системы
Рабочая жидкость...................................... АМГ-10
Общий объем гидросистемы, л............................. 182
Объем основного гидробака, л.......................... 70
Объем аварийного гидробака, л......................... 22
Рабочее давление гидросистемы, кгс/см2 (Па)........... 210(2060-104)
Давление азота, кгс/см2 (Па).......................... 180—200
(1766-Ю4—
1962 • 104)
Общий объем баллонов с азотом, л...................... 24
Аварийная газогидравлическая система обеспечивает аварийное
торможение колес основных опор шасси. Источником энергии си-
стемы является сжатый азот, содержащийся в двух баллонах объ-
емом по 12 л. Баллоны заряжаются азотом до давления 180—
200 кгс/см2 (1766-104—1962-104 Па)- Зарядка азотом всех гидро-
аккумуляторов и бортовых азотных баллонов происходит одновре-
менно через зарядный бортовой штуцер.
Все органы управления, контроля и сигнализации гидрогазовой
системы находятся на рабочих местах пилотов. Указатели электро-
манометров гидроаккумуляторов общей сети, насосной станции,
гидроаккумуляторов тормозов, стояночного тормоза, баллонов
аварийных тормозов, светосигнальное табло работы насосов и на-
сосной станции расположены на левом пульте, там же находится
переключатель соединительного крана (рис. 1.3).
Основные потребители гидравлической и газовой энергии —
приводы механизмов выпуска и уборки опор шасси, тормозов ко-
лес, интерцепторов и стеклоочистителей располагаются в непосред-
ственной близости от приводимых ими агрегатов. К приводам
ГЙДР(МОЯТОРЬ1
ОБЩ СЕТЬ НДСОСНАЯ СТДНЦ.
СОЕД.КРЯН
OTKPbIT
БЯЛ.АВДР.ТОРН
ГИДРОСИСТЕМА САМОЛЕТА
НАСОС I дожкркЧ!
Н‘1 I IhE ОТКРЫТ [
НАСОС I I пожлрр'г I
н*2 I [нт открыт!
НАСОС I |Л0ж.кР.№з1
| (НЕ 0ТкРыт|
НЯС0С I ГпОЖКр.-Ю
N’A I (неОткрыт,
НАСОСНАЯ | 1 I
СТАНЦИЯ I
Рис. 1.3. Щиток сигнализации и контрольных приборов гидрогазовой системы:
/—манометры; 2—выключатель соединительного крана; 3—светосигнальное табло
6
обеспечен удобный подход для осмотра и обслуживания (рис.
1.4).
Отдельные группы агрегатов гидросистемы находятся в кабине
экипажа, отсеке передней опоры шасси, отсеках основных опор
шасси, гидроотсеке, гондолах двигателей.
Большинство агрегатов одного функционального назначения
сгруппировано на панелях.
ИСТОЧНИКИ ДАВЛЕНИЯ ОСНОВНОЙ ГИДРОСИСТЕМЫ
Источники давления основной гидросистемы (см. рис. 1.2) пред-
назначены для создания рабочего давления, необходимого потре-
бителям. Сеть источников давления основной системы состоит из
четырех гидронасосов 8, бака 4, пожарных кранов 7, дренажного
бачка 2, гидроаккумуляторов 18, автоматов разгрузки насоса 14,
фильтров 6, гасителей гидроударов 19, 21, ряда клапанов и конт-
рольных приборов.
Основная гидросистема получает питание от четырех гидрона-
сосов, установленных на двигателях. От каждого насоса идет от-
дельная линия нагнетания, снабженная обратным клапаном И и
реле давления 10. Обратный клапан в случае выхода из строя
насоса не допускает подачи жидкости к нему от других насосов.
С помощью реле давления, срабатывающего при давлении 45—
65 кгс/см2 (441,5-104—637,7-104 Па), осуществляется световая сиг-
нализация о работе насоса. Линии нагнетания от каждой пары
насосов объединяются в одну, которая подводится к фильтру 6
и далее к автомату разгрузки 14. За автоматами разгрузки линии
нагнетания от двух правых и двух левых насосов также объеди-
няются, образуя линию питания основной системы. К этой линии
подключены два гидроаккумулятора 18.
Для питания насосов жидкостью в самой высокой точке гидро-
системы установлен гидробак 4.
О работе насосов сигнализируют четыре зеленых светосигналь-
ных табло (по одному на каждый насос), табло горят при сраба-
тывании реле давления. О закрытии пожарных электрокранов сиг-
нализируют соответствующие красные табло (см. рис. 1.3).
Для подключения к основной гидросистеме наземной гидроус-
тановки с целью проверки системы при неработающих двигателях
предусмотрены бортовые приемные клапаны 15 (см. рис. 1.2):
один — всасывания и два — нагнетания.
Во всех гидробаках через обратный клапан 1 поддерживается
внутреннее давление герметичной кабины самолета. Давление от-
крытия обратного клапана находится в пределах 0,05 кгс/см2
(0,49-104 Па). Избыток давления в баках стравливается через
предохранительный клапан 3, который открывается под давлением
жидкости 1,5±0,3 кгс/см2 (14,7-104±2,94-104 Па).
К воздушной полости гидробака подключен с помощью дре-
нажной трубки дренажный бачок 2 для сбора случайно выброшен-
ной из основного бака жидкости и увеличения объема воздушной
7
Отсек правой, основной опоры шасси
(центральная валка)
ня
8
9
Рис. 1.4. Схема размещения агрегатов гидрогазовой системы (обозначение по-
зиций с 1 по 28 включительно см. в подписях к рис. 1.2):
29—гидропривод стеклоочистителя ПС5; 30— дроссельный кран ГА230-00-2; 3/—редуктор
ГА213 (рраб = 150 кгс/см2) (1472 • 104 Па); 32— аварийный поворотный кран; 33—электрокран
ГА142/2; 34—цилиндр замка убранного положения опоры; 35—цилиндр подъемник опоры;
36—электрокран створок ГА163А/16; 37—фильтр тонкой очистки; 38—электрокран ГА140 по-
ворота от основной системы; 39—электрокран ГА140 поворота от аварийной системы; 40—
реле давления ГА135Т-00-45А; 41—электрокраны створок ГА163А/16; 42— электрокран
ГА142/2; 43—аварийный поворотный кран опоры; 44—предохранительный клапан ГА186М;
45—электрокран интерцепторов ГЛ142/2; 46—аварийный электрокран интерцепторов ГА142/2;
47—запорный электрокран интерцепторов ГА140; 48—электрокран гидроусилителей интерцеп-
торов ГА140; 49—челночные клапаны УГ93/1; 50—гидроаккумулятор тормозов 51—датчик
ИД240М с демпфером из комплекта электроманометра МИ240; 52— гаситель гидроударов
ГА162Т; 53—электрокран стояночного торможения ГА185/4; 54—редуктор ГА213 (Рраб^
= 50 кгс/см2) 490,5 • 104 Па); 55—челночный клапан УГ93/1 (с фильтром) торможения колес
при уборке; 56—датчик ИД80М с демпфером из комплекта электроманометра МИ80; 57—>
электрогидравлический выключатель сигнализации стояночного тормоза УГ34/3; 58—редук-
ционный электрогидравлический клапан К.Э26/1 торможения колес; 59—датчик ИД100М с
демпфером из комплекта электроманометра МИ100; 60—выключатель автомата торможения
УГ34/1; 61—демпфера; 62—крапы автоматов торможения УЭ24/1-2; 63—дозаторы УГ96/1; 64—
челночные клапаны стояночного и аварийного торможения УГ93/1; 65— тормозной ускори-
тель УП54 правых тормозов; 55—тормозной дифференциал УГ145/1 (управляется от тяги
управления рулем направления); 57—аварийный бачок тормозов; 68—тормозной ускоритель
УП54 левых тормозов; 69—редуктор ИЛ611-200-50; 70—датчик ИД240М без демпфера из
комплекта электроманометра МИ240; 71—клапаны УГ34/1 переключения электроманомет-
ров тормозов
полости основного бака до размеров, обеспечивающих несрабаты-
вание предохранительного клапана бака (стоящего на дренажном
бачке) при колебании уровня жидкости в баке вследствие слива-
ния в бак жидкости при разрядке гидроаккумуляторов и работе
потребителей.
Всасывающая линия от бака разветвляется на четыре линии,
идущие в гондолы двигателей к насосам. В линиях установлены
пожарные электрокраны 7, которые перекрывают подачу жидко-
сти в гондолы в аварийной ситуации, при наличии сигнала от си-
стемы пожаротушения и закрытии топливного пожарного крана
двигателя, на котором установлен данный гидронасос. Каждый
кран имеет сигнализацию о закрытом положении.
При работающих самолетных двигателях путь жидкости от
бака до сети потребителей будет следующий: по линии всасывания
жидкость из бака проходит через пожарные краны и разъемные
соединения в насосы. Насосы по линиям нагнетания через разъем-
ные соединения и обратные клапаны подают жидкость в фильтры.
Отфильтрованная жидкость направляется в автоматы разгрузки
насосов, с помощью которых производится разгрузка насосов при
неработающих потребителях основной гидросистемы. К каждому
автомату подключены два насоса. Автомат разгрузки управляется
через специальную статическую линию, связывающую его с гидро-
аккумулятором.
При давлении жидкости в гидроаккумуляторах общей сети
210±75 кгс/см2(2060-1О4^69 4о« Па) автоматы разгрузки переключают
насосы на «холостой» ход (разгружают насосы). В этом режиме
насосы, забирая жидкость из бака основной гидросистемы, пере-
качивают ее через автоматы разгрузки обратно в бак (закольцов-
ка насосов). Насосы при этом работают под давлением жидкости,
равным лишь сопротивлению трубопроводов и агрегатов в полу-
10
кольце между насосами и баком. Это давление жидкости на взлет-
ном режиме не превышает 15 кгс/см2 (147-104 Па). При падении
давления в гидроаккумуляторах общей сети до 160± 12 кгс/см2
(1570-104± 118-104 Па) (вследствие внутренних утечек гидросисте-
мы или при работе потребителей) автоматы разгрузки переклю-
чают насосы на «рабочий ход». В этом режиме насосы подзаряжа-
ют гидроаккумуляторы и работают на потребители. После сраба-
тывания потребителей насосы вновь подзаряжают гидроаккумуля-
торы до давления 210^7° кгс/см2 (2060-1О41бэло”4 Па) и автоматом
разгрузки переключаются на «холостой ход».
Основное назначение гидроаккумуляторов общей сети — ком-
пенсация внутренних утечек основной гидросистемы с целью
уменьшения числа срабатываний автоматов разгрузки из-за этих
утечек.
Поскольку электрогидравлические краны, управляющие потре-
бителями гидросистем, обладают большим быстродействием, то
это может вызвать при подаче давления жидкости к потребителям
гидроудары с повышением давления в тупиковых линиях до ве-
личины, превышающей рабочее давление жидкости. Для преду-
преждения этого явления после каждой группы гидроаккумулято-
ров в линии нагнетания основной и аварийной гидросистем имеют-
ся гасители гидроударов 19, 21, которые при включении кранов на
подачу давления жидкости к потребителям замедленно открывают
проходное сечение и тем самым как бы увеличивают время сраба-
тывания электрогидрокранов.
В линиях всасывания и нагнетания насосов установлены разъ-
емные клапаны, позволяющие отсоединять насосы от гидросисте-
мы без потери жидкости в системе.
В линии нагнетания основной гидросистемы находится датчик
электроманометра 17, указатель электроманометра расположен в
кабине экипажа на левом пульте. В основной гидросистеме перед
автоматами разгрузки и в линиях статического давления жидко-
сти предусмотрены разъемные клапаны манометров 13, в которые
при наземных проверках автоматов разгрузки и насосов устанав-
ливаются контрольные манометры.
ИСТОЧНИКИ ДАВЛЕНИЯ АВАРИЙНОЙ ГИДРОСИСТЕМЫ
Источником давления жидкости аварийной гидросистемы (см.
рис. 1.2) является насосная станция НС41, система нагнетания
которой в принципе подобна системе нагнетания основных источ-
ников давления.
Линия всасывания берет свое начало от гидробака насосной
станции 5, который заполняется от бака 4 основной системы. На-
сосная станция 12, забирая жидкость из бака, нагнетает ее через
фильтр 6 в автомат давления 16. Отсюда жидкость может быть
направлена либо обратно в бак (по обратной линии), когда нет
необходимости в гидроэнергии, либо к гидроаккумулятору 18 и
через гаситель гидроудара 21 в систему. Включение и выключение
насосной станции осуществляется автоматом давления 16 с
помощью встроенного в него электрического выключателя.
Питание насосной станции включается одновременно с переклю-
чением автомата давления на «рабочий ход» (160 кгс/см2) (1570Х
ХЮ4 Па) и выключается при переводе насоса на «холостой ход»
(210 кгс/см2) (2060-104 Па). Таким образом, автомат давления
насосной станции работает так же, как и автомат разгрузки с той
лишь разницей, что при срабатывании на «холостой ход» автомат
давления не только соединяет линию нагнетания насосной станции
с ее баком, но и выключает электропитание станции. При давле-
нии нагнетания 80 кгс/см2 (785-104 Па) производительность насос-
ной станции составляет 30 л/мин, а при давлении нагнетания
210 кгс/см2 ( 20 60-104 Па) — 10 л/мин. При дальнейшем повышении
давления производительность насоса не уменьшается. В сливной
линии аварийной гидросистемы имеется фильтр 6, в линии нагне-
тания установлены фильтр грубой очистки и автономный гидро-
аккумулятор, выполняющий те же функции, что и гидроаккумуля-
торы основной сети. Полости автоматов разгрузки, требующие
дренажирования, соединены отдельными линиями непосредствен-
но с баком (линия утечек). Линии нагнетания основной и ава-
рийной гидросистем соединены электрогидрокраном 20. Исходное
положение крана — закрытое. Кран позволяет при наземных рабо-
тах проверять потребители основной гидросистемы от источников
давления аварийной гидросистемы и наоборот. Кран управляется
переключателем из кабины экипажа.
Гидробаки основной и аварийной гидросистем соединены меж-
ду собой трубопроводом таким образом, чтобы аварийный бак
всегда был заправлен полностью, если в основном баке уровень
жидкости не ниже минимально допустимого. При потере жидко-
сти из аварийного бака в основном баке остается жидкость в ко-
личестве, достаточном для работы потребителей основной гидро-
системы до окончания полета и совершения посадки.
Жидкость из бака общей сети в бак насосной станции посту-
пает самотеком. При проверках потребителей общей сети от на-
сосной станции через соединительный кран жидкость возвраща-
ется к насосной станции через бак общей сети.
К линии за насосом и линии г.идроаккумулятора подключены
разъемные клапаны для установки съемных манометров 13 при
проверках системы на земле. Кроме того, к линии гидроаккуму-
лятора подключен датчик электроманометра 17, указатель кото-
рого установлен в кабине экипажа.
ИСТОЧНИКИ ДАВЛЕНИЯ АВАРИЙНОЙ СИСТЕМЫ ТОРМОЗОВ
Источниками давления аварийной газогидравлической системы
(см. рис. 1.2), предназначенной для аварийного торможения ко-
лес основных опор шасси, являются два баллона 25 объемом каж-
дый по 12 л с находящимся в них сжатым азотом. Баллоны заря-
жаются азотом на земле через фильтр 23 до давления 180—
12
200 кгс/см2 (1766-104—1962-104 Па) от бортового зарядного шту-
цера 24. Одновременно с баллонами заряжаются азотом газовые
камеры гидроаккумуляторов через редуктор 22, понижающий дав-
ление до 65 кгс/см2 (638-1О4 Па).
К аварийному тормозному клапану 28 азот от баллонов посту-
пает через редуктор 27, понижающий давление до 50 кгс/см2
(490,5-104 Па). К линии баллонов подключен датчик электрома-
нометра 26, указатель которого установлен в кабине экипажа.
АГРЕГАТЫ ГИДРОГАЗОВОЙ СИСТЕМЫ
Гидробак
Гидробак (рис. 1.5) состоит из двух сварных днищ и обечайки и имеет
цилиндрическую форму. Для увеличения жесткости обечайка подкреплена
двумя диафрагмами. В верхнее днище бака вварены заливная горловина 3 и
фланцы двух дренажных штуцеров 7. Один штуцер соединяется с дренажным
Рис. 1.5. Гидробак:
/—сетчатый фильтр; 2—вкладыш; 3—заливная горловина; 4—крышка; 5—траверса; 6—за-
тяжной винт; 7—дренажные штуцера; 8—фильтр дренажа; 9—диафрагма: 10—мерное стек-
ло в защитном кожухе; //—штуцер для установки термопары; /2—раструб; 13—блок обрат-
ных клапанов сливной линии; 14—штуцер всасывания; /5—сливной кран; 16—красная метка
13
бачком, другой —с баком насосной станции. Заливная горловина закрывается
герметически при помощи крышки 4 с траверсой 5 и затяжного винта 6. В за-
ливную горловину вставлен вкладыш 2 с сетчатым фильтром 1. Фильтр рас-
положен таким образом, что фильтрует жидкость при дозаливке бака через
горловину и возвращении жидкости из системы через сливной трубопровод.
На нижнем днище установлен сливной кран 15 и штуцер всасывания 14. В обе-
чайку бака вделаны мерное стекло 10 в защитном кожухе, штуцер соединения
бака с баком насосной станции, штуцер обратной линии гидросистемы с бло-
ком обратных клапанов 13 и штуцер для установки термопары 11 во время тем-
пературных испытаний гидросистемы. Обратный клапан удерживает жидкость
в баке при разъединении трубопроводов системы. Штуцер обратной линии сое-
динен расширяющимся раструбом 12, уменьшающим вспенивание возвращаю-
щейся из системы жидкости, с открытыми окнами фильтра. Забор жидкости,
поступающей к насосам, происходит через штуцер всасывания 14 с уровня, не-
сколько поднятого над нижним дном бака во избежание забора загрязненной
жидкости и влаги, скапливающихся внизу.
Около мерного стекла на гидробаке расположены трафареты с указанием
уровней жидкости для различных состояний гидросистемы. Забор жидкости в
бак насосной станции производится с уровня, опущенного ниже красной метки
16 на мерном стекле. Это обеспечивает полное заполнение жидкостью бака на-
сосной станции при заливке основного бака до минимально допустимого
уровня.
Г идроаккумулятор
Гидроаккумулятор (рис. 1.6) состоит из корпуса 2, резиновой диафрагмы 1,
крышки 3 с зарядным 5 и обратным 6 клапанами, гайки 4, вкладыша 7 и
пробки 8.
Корпус гидроаккумулятора сферический, сварен из двух частей. Внутренняя
полость его разделена резиновой диафрагмой на верхнюю часть, заполненную сжа-
тым азотом, и, нижнюю, заполненную жидкостью из линии нагнетания гидросис-
темы. Зарядка гидроаккумулятора азотом производится при нулевом давлении
жидкости в гидросистеме через обратный клапан, не допускающий утечки азота
из гидроаккумулятора. При этом диафрагма опускается' в нижнее положение и
объем азотной камеры становится максимальным — 59£Ю см3. Гидроаккумулятор
заряжается азотом до давления 65*5 кгс/см2 (636 • 1 Па) (при нор-
мальной температуре).
Крышка, подтянутая гайкой, прижимает диафрагму к корпусу. К штуцеру
зарядного клапана присоединяется манометр при проверке давления азота в ги-
дроаккумуляторе. Вкладыш препятствует продавливанию диафрагмы в отвер-
стие нижнего штуцера при падении давления в гидросистеме.
Пробка служит для стравливания воздуха при заполнении гидросистемы
жидкостью.
При работающих насосах на систему, когда их производительность больше
расхода жидкости в системе, жидкость заполняет нижнюю камеру, повышая
давление азота. При снижении давления жидкости в гидросистеме, когда расход
жидкости превышает производительность насосов (пли при неработающих на-
сосах), сжатый азот, расширяясь и расправляя диафрагму, вытесняет жид-
кость из нижней камеры гидроаккумулятора в линию нагнетания системы, по-
могая насосам.
Насос НП25-5
Гидравлический насос НП25-5 предназначен для питания основной гидро-
системы самолета рабочей жидкостью. Насос состоит из корпуса 1 (рис. 1.7),
вала 8 со штоками 2 и поршнями 3, кардана 7, блока с девятью цилиндрами
4, плоского золотника 5 и крышки 6. Приводной вал насоса располагается в
подшипниках, воспринимающих радиальные нагрузки. Осевая нагрузка, дей-
Рис. 1.6. Гидроаккумулятор:
/—резиновая диафрагма; 2—корпус; 3—крышка; 4—гайка; 5—зарядный клапан; 6—обратный
клапан; 7—вкладыш; 8—сливная пробка
ствующая на вал, воспринимается упорным подшипником. Наружный конец
вала имеет шлицевое отверстие для соединения с рессорой, соединяющейся,
в свою очередь, с соответствующим валом коробки приводов двигателя са-
молета.
Агрегат НП25-5 представляет собой поршневой гидравлический насос ро-
тативного типа с торцовым распределением рабочей жидкости. Вал насоса, вра-
щаясь, через карданную передачу приводит во вращение блок цилиндров, ко-
торый, скользя по зеркалу распределительного золотника, поочередно сообща-
ет поршневые отверстия с дуговыми впадинами золотника, связанными соот-
ветственно с магистралями всасывания или нагнетания. Поскольку ось блока
цилиндров составляет некоторый угол с осью приводного вала, поршни совер-
шают в цилиндрах блока возвратно-поступательные движения. При этом в
15
Рис. 1.7. Схема работы насоса НП25-5:
/—корпус; 2—шток; 3—поршень; 4—блок цилиндров; 5—золотник; 6—крышка; 7—кардан;
8—вал
камерах, где поршни выдвигаются из блока цилиндров, происходит всасыва-
ние, а в камерах, где поршни вдвигаются в блок, — нагнетание.
Внутренние утечки, накапливающиеся в корпусе, отводятся в магистраль
всасывания через подпорный клапан, смонтированный в крышке. Клапан отре-
гулирован на открывание при давлении 1,2—1,8 кгс/см2 (1 1,8- 104—17,7 - 104 Па).
Автомат разгрузки насоса ГА121М-3
Автомат предназначен для переключения гидронасоса на холостой ход
при достижении в гидросистеме и гидроаккумуляторе заданного максимального
давления и включения насоса на рабочий ход при падении давления в системе
до минимального заданного.
Агрегат ГА121М-3 (рис. 1.8) представляет собой сочетание автомата раз-
грузки насоса и предохранительного клапана, смонтированных в одном кор-
пусе.
Автомат разгрузки состоит из чувствительного элемента (датчика), испол-
нительного органа (сервомеханизма) и обратного клапана 1. Основными элемен-
тами датчика являются ступенчатый поршень 6 с системой двух конических
клапанов — большого 5 и малого, пружины 7 и стержня 8.
Предохранительный клапан выполнен с серводействием и состоит из двух
узлов: шарикового клапана 3 и сервоклапана 2.
При повышении давления в аккумуляторе до определенной величины пор-
шень, седло и клапан датчика под действием давления начинают совместно
перемещаться влево, преодолевая усилие пружины. Когда малый кони-
ческий клапан садится на седло, совместное перемещение поршня заканчива-
ется и полость слива отсекается от внутренней полости поршня. В этом случае
сила давления на большой конический клапан начинает восприниматься корпу-
сом и, таким образом, частично снимается нагрузка с поршня и пружины. Как
только сила давления достигает величины, способной преодолеть усилие пру-
жины, она переместит поршень с седлом и оторвет клапан от седла. Этот
момент соответствует давлению в гидроаккумуляторе, равному давлению пере-
ключения насоса на «холостой ход». При этом давление жидкости гидроакку-
мулятора из внутренней полости поршня датчика через канал в поршне по-
ступает в управляемую полость сервомеханизма. Поршень 4 сервомеханизма
16
Ш положение
I
В 5olk
Рис. 1.8. Схема работы автомата разгрузки насоса ГА121М-3:
/—обратный клапан; 2—сервоклапан; 3—шариковый клапан; 4—поршень; 5—большой ко-
нический клапан; 6—ступенчатый поршень; 7—пружина; 8—стержень
/—автомат работает на систему и гидроаккумулятор (насос нагружен); //—давление выше
давления разгрузки-* Автомат не сработал. Жидкость перепускается в бак через предохра-
нительный клапан; ///—автомат работает на слив (насос разгружен)
под действием этого давления перемещает сервоклапан влево и соединяет ли-
нию нагнетания ог насоса со сливной линией гидросистемы.
При снижении давления в гидроаккумуляторе поршень вместе с седлом пе-
ремещается в обратном направлении (вправо) и седло садится на большой
конический клапан, отсекая полость гидроаккумулятора от внутренней полости
поршня. При дальнейшем снижении давления поршень, седло и клапан переме-
стятся так, что малый конический клапан оторвется от седла. В момент отрыва
малого конического клапана давление в гидроаккумуляторе достигнет величины
давления включения насоса на «рабочий ход». В этот момент клапан серво-
17
механизма закрывается, и жидкость от насоса поступает в линию нагнетания
гидросистемы.
Если при повышении давления автомат не сработал и не соединил насос
+ 98,1«104
со сливом, то при давлении за насосом 235+10 кгс/см2 (2305-104 ’ Па)
предохранительный клапан откроется. При этом давление преодолевает усилие
пружины шарикового клапана и приподнимает шарик от седла. Жидкость из
внутренней полости сервоклапана потечет в бак. Жидкость от насоса во внут-
реннюю полость сервоклапана попадает через дроссель. Давление во внутрен-
ней полости при протоке жидкости снимается и сервоклапан под действием
разности давлений сдвигается, открывая путь жидкости в сливную линию гид-
росистемы. При снижении давления за насосом шариковый клапан закрывается,
проток жидкости через сер в ок лап ан прекращается и давление во внутренней
полости сервоклапана выравнивается с давлением за насосом. Пружина сдви-
гает сервоклапан вправо и закрывает отверстие слива жидкости в бак.
Насосная станция НС41
Насосная станция предназначена для питания аварийных гидросистем рабо-
чей жидкостью.
Насосная станция состоит из асинхронного электродвигателя 1 (рис. 1.9) с
присоединенным поршневым насосом переменной производительности. Насос
Рис. 1.9. Схема работы насосной станции НС41:
/—электродвигатель; 2—шатун; 3—люлька; 4—блок цилиндров; 5—подкачивающий насос
- дренаж
а ед у а а о ев ан ное
дабл о нее
дабленае
беасываная
дабле^ае
нагнета чая
18
_/ положена е 111 полот онио
Насос Насос
Слаб
Л положение
Насос
I
| Слив
Рис. 1.10. Схема работы автомата давления ГА168-00-1:
/—электрический переключатель; 2—нажимной стержень; 3—сервоклапан; 4—обратный кла-
пан; 5—шариковый клапан; 6—поршень; 7—конический клапан; 8—поршень с седлом; 9—
стержень; 10—клапан разгрузки;
/—автомат работает на систему и гидроаккумулятор (насос нагружен). Контакты 1—2
замкнуты; 11—автомат работает на слив; насос работает вхолостую (разгружен). Контак-
ты 1—2 разомкнуты; III—давление выше давления разгрузки; автомат не сработал; жид-
кость перепускается в бак через предохранительный клапан
имеет в линии всасывания подкачивающий шестеренчатый насос 5. Приводным
органом насоса является электродвигатель. При включении электродвигателя
вращение через рессору передается валу основного насоса. С этим же валом
соединен вал подкачивающего насоса. Благодаря тому, что ось вала основного
насоса, на котором шарнирно закреплены шатуны 2, и ось блока цилиндров 4,
в котором размещены противоположные концы шатунов с шарнирно за-
крепленными поршнями, установлены под углом, поршни будут совершать воз-
вратно-поступательные движения, осуществляя цикл всасывания и нагнетания.
Блок цилиндров, в свою очередь, расположен на подвижной детали — люль-
ке 3. Под воздействием давления нагнетания люлька поворачивается, уменьшая
угол между блоком и валом, а под воздействием пружины поворачивается,
увеличивая этот угол, чем и достигается изменение производительности.
До давления 80 кгс/см2 (785 104 Па) производительность насоса не из-
меняется. При увеличении давления от 80 до 210 кгс/см2 (от 785-104 до
2060-104 Па) расход жидкости уменьшается до 10 л/мин, люлька садится на
упор, и при давлении свыше 210 кгс/см2 (2060 • 104 Па) производительность не
уменьшается.
19
Автомат давления ГА168-00-1
Агрегат ГА168-О0-1 является гидравлическим автоматом разгрузки насоса
и одновременно реле давления. Он предназначен для электрического выключе-
ния насосной станции с одновременным гидравлическим переключением насоса
на холостой ход при достижении в гидроаккумуляторе системы заданного макси-
мального давления и электрического включения насосной станции с одновре-
менным гидравлическим переключением насоса на рабочий ход при падении
давления в гидроаккумуляторе системы до минимального заданного.
Автомат давления выполнен аналогично автомату разгрузки насосов ос-
новной гидросистемы и состоит из двух агрегатов, смонтированных в одном
корпусе: автомата разгрузки насоса с электрическим переключателем 1 (рис.
1.10) и предохранительного клапана.
Автомат разгрузки насоса имеет чувствительный элемент (датчик), исполни-
тельный орган (сервомеханизм с электрическим переключателем) и обратный
клапан 4. Предохранительный клапан выполнен с серводействием и состоит из
шарикового клапана 5 и сервоклапана 3.
Автомат давления ГА168-00-1 насосной станции гидросистемы работает так
же, как и автомат разгрузки насосов основной гидросистемы ГА121М-3. Раз-
ница состоит в том, что при срабатывании на холостой ход при перемещении
поршня 6 сервомеханизма в конце его хода на открытие сливного канала по-
путно нажимается переключатель, отключающий электропитание насосной стан-
ции. При обратном движении поршня переключатель, возвращаясь, снова вклю-
чает питание насосной станции.
Глава 2
СИСТЕМЫ ЖИЗНЕОБЕСПЕЧЕНИЯ
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
С увеличением высоты полета изменяются основные парамет-
ры воздушной среды: падает барометрическое, давление, понижа-
ется содержание кислорода, температура и влажность, т. е. соз-
даются такие условия окружающей среды, пребывание в которых
для человека становится невозможным.
Радикальным средством защиты организма человека от воз-
действия атмосферы больших высот является герметичная кабина
и единый комплекс систем жизнеобеспечения, к которым отно-
сятся:
система кондиционирования совместно со схемой отопления и
вентиляции герметичной кабины;
система автоматического регулирования давления воздуха в
герметичной кабине;
теплозвукоизоляция герметичной кабины;
кислородное оборудование.
Системы кондиционирования и регулирования давления воз-
духа вместе с теплозвукоизоляцией должны обеспечить в герме-
тичной кабине нормальные физиолого-гигиенические условия для
пребывания в ней пассажиров и работы экипажа:
температуру на уровне +20°С;
абсолютное давление 567 мм рт. ст. (75411 Па) на максималь-
ной высоте полета //=14000 м, соответствующее давлению на вы-
соте ~2400 м; на обычных рейсовых высотах полета ~ 10000 м,
абсолютное давление, соответствующее давлению на высоте
~ 1500 м;
подачу воздуха на одного пассажира или члена экипажа 37 кг
в час.
Кратность воздухообмена между герметичной кабиной и ат-
мосферой составляет 25—30 смен воздуха в час.
Кислородное оборудование обеспечивает терапевтическое пи-
тание кислородом пассажиров и экипажа при ухудшении самочув-
ствия первых и работоспособности вторых, а также выживаемость
их на случай внезапной разгерметизации герметичной кабины.
СИСТЕМА КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА
Система кондиционирования воздуха (СКВ) обеспечивает над-
дув, отопление и вентиляцию герметичной кабины в полете путем
подачи в нее воздуха, отбираемого от двигателей (рис. 2.1).
21
Кабана экипажи
Передний
вестибюль
Передний нассалкирекий салон
3cl дний вестибюль
№35
№44
Правы й пульт
24 25
77 18 19 202170 22 23
Центральный,
пульт
Шп.№9\/ \№11
№15
Передний технический отсек
6 7
~V15
К УРВК
81 80 79 78 76
75
67
Левый пульт
86 /
85
72 71 70 68
66 \6ЧХ 62
65 63 61
Рис. 2.1. Принципиальная схема
системы кондиционирования воз-
духа:
/—коллектор обдува стекол; 2—обогре-
ваемые стекла кабины экипажа; 3—на-
садок вентиляции; 4, 13—усилители из
комплекта регуляторов РТА-16-10 темпе-
ратуры воздуха; 5—коллектор; 6, 71, 76,
86—глушители шума; 7—трубопровод
продува радиоаппаратуры в переднем
техническом отсеке; 8—коробки с борто-
выми штуцерами передних туалетов;
9—отопительный короб; 10—решетки-жа-
люзи; //—приемники
’ комплекта регулятора
приемники температуры из
термометра ТВ-19;
комплекта регуляторов
пературы воздуха
ными установками;
температуры из
РТА-16-10; 72-
комплекта
14—усилители из
РТА-16-6 тем-
за турбохолодиль-
15—коробки с
23 Циркуляция
доздуха 6 пассажирском салоне
74 73
60 \58 Ф
59 Из
атм 56 55 В ПОС
крыла
бортовыми штуцерами буфета и
средних туалетов; 16—штуцер для
подключения наземного кондиционера;
17—бортовой короб линии венти-
ляции; 18—двухканальный блок сме-
сительных электроуправляемых за-
слонок отопительной линии пассажир-
ского салона; 19—глушитель шума; 20—
обратный клапан; 21, 72—термовыклю-
чатели 1374А-4; 22—командный прибор
из комплекта автоматического регулято-
ра весового расхода воздуха АРВП-9БТ-
23—сигнализатор расхода воздуха; 24—
воздухо-воздушный радиатор охлажде-
ния воздуха; 25—турбохолодильник; 26—
штуцер для подключения установки на-
земного запуска двигателей; 27—ком-
пенсатор; 28—короб общей вентиляции;
29—короб индивидуальной вентиляции;
30—панель с насадками индивидуальной
вентиляции; 31—коробки с бортовыми
Задний пассажирский силан ,
„ йуалет
Задний технический, Хвостовая часть
отсек .___________। фюзеляжа
№73 1 №75
29
Шп.№75
Шп.№85
Шп.№99
55
'№85
От правой,
группы
двигателей
Трубопровод, проложен-
ный б киле и обтекате-
ле стабилизатора
J4 35 36 37
В ПОС оперения
52
Условные обозна йена я:
ваонв - горячий воздух ' £ не волее +309°С)
50''
09
08
Отвор воздуха
от 9-и ступени ‘ 40
3 - теплый воздух (t = +100 °C)
□ - холодный воздух (5 = + 15...+20°С)
□ - овогревный воздух (смесь теплого
и холодного воздуха
с'в = + ‘10...1-90сС)
штуцерами .задних туалетов; 32—трубопровод От вор воздуха-
продува блока в отсеке радиоэлектрооборудова- от П контура
ШЛЯ* 3.4-ППОГПДММНМР УПММА/ТЯТППД!' _'ЗТТОТГ'ГТЛГЛ-
ния; 33—программные коммутаторы; 34—электро-
управляемая заслонка включения подсистемы
подачи горячего воздуха от двигателей; 35—
влагоотстойник; 36—электроуправляемая заслон-
ка кольцевания; 37—трубопровод наддува бло-
ков радиоаппаратуры, установленной в обтека-
теле стабилизатора; 38—трубопровод отбора воз-
духа от турбоагрегата; 39—перепускной клапан;
40—регулятор отбора воздуха; 41—эжектор; 42-
трубопровод обогрева турбоагрегата и бортовых
штуцеров задних туалетов; 43—электроуправляе-
мая заслонка включения обогрева турбоагрегата
и бортовых штуцеров задних туалетов; 44—воз-
духо-воздушный радиатор предварительного ох-
В О.П7МОС-
уферу
Шп.№92
В атмосферу
лаждения горячего воздуха; 45—датчик расхода
из комплекта автоматического ограничителя весового расхода воздуха АРВП-ЮБТ; 46—исполнительная электроуправляемая заслонка из ком-
плекта АРВП-ЮБТ; 47—шарнирный компенсатор; 48—привод постоянных оборотов; 49—термовыключатель 1374А-6; 50—электроуправляемая
заслонка включения продува радиатора от II контура двигателя; 51—электромагнитные переключатели из комплекта АРВП-ЮБТ; 52—ко-
мандный прибор из комплекта АРВП-ЮБТ; 53—электроуправляемая заслонка; 54—обратный клапан; 55—редуктор; 56—предохранительный
клапан; 57—усилители из комплекта ограничителей температуры воздуха; 58—трехканальный блок электроуправляемых заслонок; 59—влаго-
отделитель; 60—исполнительная электроуправляемая заслонка из комплекта АРВП-9БТ; 61—датчик расхода из комплекта АРВП-9БТ; 52-
приемник температуры из комплекта РТА-16-6; 63—ограничитель давления из комплекта АРВП-9БТ; 64—воздухо-воздушный радиатор обогре-
ва; 55—приемники температуры из комплекта термометра ТВ-11; 55—исполнительный клапан из комплекта регулятора избыточного давления
(РИД); 57—блок управления из комплекта РИД; 68—приемник из комплекта ограничителя температуры воздуха; 69—блок критических
трубок; 70—двухканальный блок смесительных электроуправляемых заслонок перепуска воздуха из отопительной линии в линию вентиляции;
73—двухканальный блок смесительных электроуправляемых заслонок линии обдува смотровых стекол кабины экипажа; 74—двухканальный
блок смесительных электроуправляемых заслонок отопительной линии кабины экипажа; 75, 82—критические трубки; 77, 80—приемники
температуры из комплекта термометра ТУЭ-48; 78, 79—ограничители температуры воздуха в линии; 81, 85—насадки обогрева; 83—механИ’
четкая заслонка; 84—ручка управления заслонкой; 87—слои теплозвукоизоляции; 88—декоративная панель
Воздух, отбираемый от двигателей, используется также в воз-
душно-тепловых противообледенителях крыла и оперения; кроме
того, он идет на обогрев смотровых стекол фонаря кабины эки-
пажа, турбоагрегата ТА-6, бортовых штуцеров буфета и туале-
тов и наддув контейнеров радиотехнической аппаратуры.
Горячий воздух от двигателей отводится через централизован-
ную систему отбора, общую для систем кондиционирования и про-
тивообледенителей. Это позволило сократить количество комплек-
тующих агрегатов и трубопроводов обеих систем и, следовательно,
значительно уменьшить массу последних без ухудшения их работы
и надежности.
Для обеспечения высокой надежности системы кондициониро-
вания на самолете оборудованы две одинаковые подсистемы (ли-
нии) подачи воздуха со своими агрегатами и автономным управ-
лением. Производительность каждой из них достаточна для под-
держания в герметичной кабине нормального режима давления и
температуры.
Система кондиционирования включается в работу вручную.
Управление ее работой максимально автоматизировано и после
включения не требует вмешательства со стороны членов экипажа.
Они осуществляют лишь периодический визуальный контроль по
приборам и светосигнализаторам. Автоматическое управление про-
дублировано ручным электродистанционным управлением.
Оборудование системы сосредоточено в основном в фюзеляже
(рис. 2.2), большая его часть находится в негерметичном предцент-
ропланном отсеке (отсеке высотного оборудования), расположен-
ном между шп. № 42—46. Часть оборудования установлена в
гондолах.
Элементы управления, контроля и сигнализации системы раз-
мещены в кабине экипажа па панелях правого и левого пультов и
приборной доске пилотов (рис. 2.3).
В зависимости от выполняемых функций систему кондициони-
рования можно условно подразделить на следующие линии: линия
отбора воздуха от двигателей; линии (подсистемы) подачи возду-
ха в герметичную кабину; отопительные линии пассажирских са-
лонов, кабины экипажа, бытовых и служебных помещений; линия
вентиляции пассажирских салонов, кабины экипажа, бытовых и
служебных помещений; линия обдува смотровых стекол кабины
экипажа; линия наддува и продува радиоаппаратуры; линия обо-
грева турбоагрегата и бортовых штуцеров задних туалетов; линия
наземного обогрева и охлаждения герметичной кабины.
В состав каждой из линий входит следующее оборудование.
Линия отбора воздуха от двигателей
Шарнирные компенсаторы............................
Обратные клапаны..................................
Автоматические ограничители весового расхода воздуха
АРВП-10БТ..........................................'.
4 шт.
4 »
4 комплекта
24
в том числе:
датчики расхода 2785Т................................. 4 шт.
командные приборы 4211 АТ........................... 4 »
электромагнитные переключатели 4038Т.............. 8 »
исполнительные электроуправляемые заслонки 2825Т . 4 >
Воздухо-воздушные радиаторы 2793АТ предварительного
охлаждения горячего воздуха........................... 4 »
Электроуправляемые заслонки 4084 включения (отключе-
ния) продува радиаторов 2793АТ от II контура двигателей 4 »
Термовыключатели 1374А-6............................. 4 »
Линии (подсистемы) подачи воздуха в герметичную кабину
Электроуправляемая заслонка кольцевания 2574 .... 1 шт.
Электроуправляемые заслонки 2574 включения систем по-
д чи.................................................. 2 »
Трехканальные блоки электроуправляемых заслонок 2235 2 »
Программные коммутаторы ПКСК-62...................... 2 »
Автоматические регуляторы весового расхода воздуха
АРВП-9БТ................................................ 2 комплекта
в том числе:
датчики 4061 ВТ....................................... 2 шт.
командные приборы 1300ДТ............................. 2 »
ограничители давления СДУ6А-3,6 2 »
исполнительные электроуправляемые заслонки 4149 . . 2 »
Сигнализаторы расхода воздуха С ДУ 1-0,1.............. 2 »
Воздухо-воздушные радиаторы охлаждения 2251 ... 2 »
Турбохолодильники 2280Т .............................. 2 »
Блок обратных клапанов 2269АТ....................... 2 »
Влагоотделители 2394 .......................'......... 2 »
Воздухо-воздушные радиаторы обогрева 2217Т............ 2 »
Регуляторы РТА-16-6 температуры воздуха за турбохоло-
дильными установками................................... 2 комплекта
в том числе:
приемники П-2.......................................... 2 шт.
усилители УМ-46-1 сер. 2.............................. 2 »
задатчики ЗТ-1-7....................................... 2 »
Термовыключатели 1374А-4................................ 2 »
Термометры воздуха ТВ-11................................ 2 комплекта
в том числе:
приемники П-1........................................... 6 шт.
указатели ТВ-1......................................... 2 »
Обратные клапаны......................................... 4 »
Отопительные линии пассажирских салонов, кабины экипажа,
бытовых и служебных помещений
Двухканальный блок смесительных электроуправляемых
заслонок 1932 ......................................... 1 шт.
Двухканальные блоки смесительных электроуправляемых
заслонок 2236 .............................>........... 4 >
Регуляторы РТА-16-10 температуры воздуха в салонах и
кабине экипажа......................................... 3 комплекта
25
05
ио
г
I
I
I
I
Рис. 2.3. Расположение в кабине приборов контроля, элементов управления и сигнализации системы кондиционирования
воздуха:
/—панель запуска турбоагрегата; 2—панель запуска двигателей; 3—ручка управления заслонкой обдува стекол горячим воздухом; 4— па-
нель системы кондиционирования
в том числе:
приемники П8-1....................................... 15 шт.
усилители УМ-46-1 сер. 2........................... 3 »
задатчики ЗТ-1-7................................... 3 »
Ограничители температуры воздуха 1362-7-9 ........... 3 »
Ограничители температуры воздуха ТС-4 ............... 2 комплекта
в том числе:
приемники П-1ТР...................................... 2 шт.
усилители УМ-4.................................' . . 2 »
Термовыключатели 1374А-4............................. 2 »
Термометры ТУЭ-48 температуры воздуха в отопительных
линиях салонов и кабины экипажа......................... 3 комплекта
в том числе:
приемники П-1...................................... 3 шт.
указатели ТУЭ-48................................... 3 »
Термометры ТВ-19 температуры воздуха в салонах и ка-
бине экипажа............................................ 3 комплекта
в том числе:
приемники П-9........................................ 9 шт.
указатели ТВ-1..................................... 3 »
Критические трубки................................... 3 »
Глушители шума....................................... 5 »
Отопительные короба ................................. комплект
Решетки-жалюзи....................................... »
Насадки обогрева..............'...................... »
Линия вентиляции пассажирских салонов, кабины экипажа,
бытовых и служебных помещений
Глушители шума 2234 ................................. 4 шт.
Блок критических трубок.............................. 1 »
Регуляторы избыточного давления воздуха РИД-1Т ... 2 комплекта
в том числе:
блоки управления 2940 ........................ 2 шт.
исполнительные клапаны 2990 .................... 2 »
Редуктор РВ-04....................................... 1 »
Предохранительный клапан 2314-А4.................... 1 »
Обратные клапаны..................................... 2 »
Короб общей вентиляции............................... комплект
Короба бортовые................................. . . 2 шт.
Короба индивидуальной вентиляции .................... комплект
Панели с насадками индивидуальной вентиляции .... »
Насадки вентиляции .................................. ж
Линия обдува смотровых стекол кабины экипажа
Двухканальный блок смесительных электроуправляемых за-
слонок 1932 ............................।............. 1 шт.
Механическая заслонка................................ 1 »
Критическая трубка .................................. 1 »
Глушитель шума....................................... 1 »
Коллектор обдува стекол ............................. 1 »
29
Обогреваемые стекла................................. 4 »
Ограничитель 1362-4-6 температуры воздуха........... 1 »
Термометр воздуха ТУЭ-48......................... комплект
в том числе;
приемник П-1......................................... 1 шт.
указатель ТУЭ-48......................................... 1 »
Линии наддува и продува радиоаппаратуры
Коллектор.............................................. 1 шт.
Критические трубки .................................... 2 »
Глушитель шума......................................... 1 »
Влагоотстойник......................................... 1 »
Линия обогрева турбоагрегата и бортовых штуцеров
задних туалетов
Электроуправляемая заслонка 1884 включения обогрева 1 шт.
Эжекторы.............................................. 2 »
Сигнализатор абсолютного давления САДА-0,55 .... 1 »
Обратные клапаны ..................................... 2 »
Линия наземного обогрева и охлаждения герметичной кабины
Штуцер для подключения наземного кондиционера ... 1 шт.
Штуцер для подключения установки наземного запуска
двигателей................................1.............. 1 »
Перепускной клапан КП-3................................ 1 »
Регулятор отбора воздуха РВ-91 ... .................... 1 »
Линия отбора воздуха
Воздух для системы отбирается за последней 9-й ступенью ком-
прессора каждого двигателя и по трубопроводам поступает в гер-
метичную кабину самолета. Для отбора воздуха на корпусе дви-
гателя имеется штуцер, к которому через шарнирный компенсатор
47 (см. рис. 2.1) подстыкован трубопровод системы. Шарнирное
соединение предохраняет трубопровод от динамических и вибра-
ционных нагрузок, возникающих от работающего двигателя. На
пути следования горячего воздуха от каждого двигателя установ-
лены по одному обратному клапану (предотвращающему утечку
воздуха из системы в неработающий двигатель), автоматический
ограничитель расхода воздуха и воздухо-воздушный радиатор 44
предварительного охлаждения горячего воздуха.
Ограничитель отрегулирован на поддержание двух значений
расхода воздуха: 2700± 10% кг/ч на I режиме — нормальный от-
бор, применяемый при работе только системы кондиционирования,
9000± 10% кг/ч —на II режиме — максимальный отбор, использу-
емый при совместной работе систем кондиционирования и проти-
вообледенителей. Ограничитель выполнен в виде релейного регу-
лятора непрямого действия с электрическим сервоприводом. В его
состав входят: датчик расхода 45, командный прибор 52, испол-
30
Рис. 2.4. Принципиальная схема автоматического ограничителя весового расхода
воздуха АРВП-10БТ:
/—командный прибор; 2—сильфон; 3—мембрана; 4—емкость; 5—катушка электромагнита; 6—
плунжер; 7—клапан; 8—трубка Вентури I режима; 9—трубка Вентури II режима; 10—датчик
расхода воздуха; 11— трубопровод; 12—исполнительная заслонка; 13—электромеханизм; 14—
светосигнализатор закрытого положения заслонки; 15—электромагнитные переключатели; 16—
контакт правый; /7—контакт средний; 18—контакт левый; р2—управляющие давления
нительная электроуправляемая заслонка 46, два электромагнитных
переключателя 51.
Датчик расхода 10 (рис. 2.4) ограничителя, установленный в
трубопроводе отбора воздуха от двигателя, реагирует на измене-
ние перепада давления в нем. В его корпус вмонтировано две
трубки Вентури. Они подсоединены к командному прибору 1 через
электромагнитные переключатели 15. Одна трубка Вентури 8 вы-
дает управляющие сигналы при работе ограничителя на I режи-
ме, другая 9 — при работе ограничителя на II режиме. Работа ог-
раничителя в обоих режимах совершенно одинакова. Отбор воз-
духа ограничивается за счет частичного перекрытия трубопровода
исполнительной заслонкой 12.
Управляющие давления р\ и р2 поступают от соответствующей
трубки Вентури в командный прибор, чувствительными элемента-
ми которого является мембрана 3, воспринимающая возникший в
трубке Вентури перепад давлений, и сильфон 2, реагирующий на
изменение давления в широком сечении трубки. Мембрана и
сильфон связаны системой рычагов с тремя контактами — левым
18, средним 17 и правым 16. При определенной зависимости дав-
лений рх и р2, соответствующей заданному расходу воздуха, кон-
такты разомкнуты. В случае отклонения величины расхода возду-
31
ха за пределы допуска замыкается определенная пара контактов
(левый и средний или правый и средний), подключая тем самым к
электросети соответствующее реле (реле закрытия заслонки или
реле открытия заслонки) в цепи питания электромеханизма 13.
Реле, сработав, через свои контакты подает питание ( + 27 В) на
определенную обмотку вращения выходного вала электромеханиз-
ма. Заслонка 12 в этом случае по сигналу с электромеханизма из-
менит проходное сечение трубопровода и возвратит величину рас-
хода в допустимые пределы.
Ограничители отбора переключаются с I режима работы на II
электромагнитными переключателями 15, причем это производится
либо автоматически — при включении противообледенителей кры-
ла или оперения, либо вручную — установкой выключателя макси-
мального отбора в положение «Максимальный» и во время запус-
ка двигателей (выключатель «Запуск — Кондиционирование» в
положение «Запуск»). В том и другом случаях, т. е. в случае
автоматического или ручного переключения, питание (+27 В) по-
ступает через реле включения максимального отбора на обмотки
реле переключения режимов. Последние, сработав, подключают
катушку электромагнита 5 к питающей электросети ( + 27 В). Под
влиянием электромагнитных сил его плунжер 6 втягивается внутрь
катушки и клапан 7 при этом соединяет командный прибор с
трубкой Вентури II режима. В обесточенном состоянии катушки
командный прибор соединен с трубкой Вентури I режима. Вклю-
чаются ограничители выключателями «I, II, III, IV» под общим
трафаретом «Отбор воздуха». При их работе на II режиме горит
светосигнальное табло «Максимальный отбор» соответствующего
двигателя на панели системы кондиционирования (см. рис. 2.3).
За ограничителем установлен воздухо-воздушный радиатор 44
(см. рис. 2.1), который обеспечивает необходимую степень охлаж-
дения горячего воздуха, так как система рассчитана на рабочие
температуры горячего воздуха не более +300°С. На взлете и при
наборе высоты эта температура поднимается выше +300°С. Для
ее снижения горячий воздух пропускают через радиатор 44, охла-
дительной средой в котором является воздух, отбираемый от II
контура двигателя. Продув включается автоматически заслонкой
50. Сигнал на ее открытие поступает от термовыключателя 49 при
температуре воздуха за II контуром выше +60°С (при этом тем-
пература за 9-й ступенью будет более +300°С). При температуре
ниже +60°С продув автоматически отключается, т. е. заслонка 50
по сигналу от термовыключателя закрывается. Расход воздуха от
II контура ограничивается критической трубкой. Продувочный
воздух по выходе из радиатора выводится за борт самолета.
Автоматическое управление продувом осуществляется в поло-
жении переключателя II контура на «Автоматическое». Вручную
продув включают установкой этого переключателя в положение
«Включено» (см. рис. 2.3).
За радиаторами 44 (см. рис. 2.1) трубопроводы горячего воз-
духа от каждой пары двигателей, расположенных с одной стороны
32
фюзеляжа, объединяются в единый трубопровод, который у шп.
№ 86 вводится в фюзеляж. В зоне шп. № 86 трубопроводы горячего
воздуха от левых и правых двигателей объединены трубой коль-
цевания, которая перекрыта заслонкой 36. Заслонка управляется
электромеханизмом от выключателя «Кольцевание» на щитке си-
стемы. Заслонка закрыта при полете с четырьмя работающими
двигателями. Открывают ее в случае полетов с двумя или тремя
работающими двигателями или при наземном кондиционировании
от бортового турбоагрегата.
Подсистемы подачи воздуха
От трубы кольцевания в сторону хвостовой части отходят тру-
бопроводы, раздающие горячий воздух в противообледенители опе-
рения, на обогрев турбоагрегата, бортовых штуцеров задних туа-
летов. В сторону носовой части идут два трубопровода, которые
образуют две подсистемы (линии) подачи горячего воздуха в гер-
метичную кабину — левую и правую. В левую подсистему горячий
воздух поступает от двух левых двигателей, в правую — от двух
правых. По составу подсистемы одинаковы, каждая из них имеет
свой комплект агрегатов, автономное управление и регулирование
расхода, температуры и давления. Они включаются (подается го-
рячий воздух) заслонками 34 (см. рис. 2.1), управляемыми через
электромеханизмы соответствующими переключателями «Системы
включены» — «Левая», «Правая». Для плавного изменения скоро-
сти давления в гермокабине (при включении системы подачи воз-
духа) заслонки открываются замедленно за время ~45 с. Дости-
гается это путем прерывистой подачи электропитания програм-
мным коммутатором 33 электромеханизму заслонки.
В каждой подсистеме регулятором весовой подачи воздуха
АРВП-9БТ автоматически поддерживается постоянный весовой
расход воздуха в количестве 3800 кг/ч, который контролируется по
указателю, показывающему величину расхода в условных едини-
цах. В комплект регулятора входят: датчик расхода воздуха 61,
командный прибор 22, исполнительная заслонка 60 с электроме-
ханизмом, ограничитель давления 63.
Регулятор работает следующим образом. Его датчик 4 (рис.
2.5), установленный в трубопроводе системы, реагирует на изме-
нение перепада давлений. Он представляет собой трубку Вентури,
узкое и широкое сечения которой соединены трубками с команд-
ным прибором 1. По этим трубкам в командный прибор поступают
управляющие давления рх и р2. При определенной зависимости
между этими давлениями, соответствующей номинальному расхо-
ду воздуха, контакты командного прибора разомкнуты. В случае
отклонения величины расхода воздуха за пределы допуска команд-
ный прибор преобразует полученные пневмосигналы в электричес-
кие, которые включают соответствующее реле в цепи питания
электромеханизма 2 заслонки 3. Реле, сработав, через свои кон-
такты подает питание на соответствующую обмотку электромеха-
2 1252
33
Рис. 2.5. Принципиальная схема автоматического регулятора весового расхода
воздуха АРВП-9БТ:
/—командный прибор; 2—электромеханизм; 3—исполнительная заслонка; 4—датчик расхода
воздуха; 5—трубопровод; pi, р2—управляющие давления
низма. Заслонка 3 в этом случае изменяет проходное сечение тру-
бопровода и возвращает величину расхода в заданные пределы.
Включается регулятор установкой переключателя «Расход» в по-
ложение «Автоматическая». При ручной регулировке переключа-
тель «Расход» на короткое время удерживают в положении
«Больше» или «Меньше» и по достижении необходимого расхода,
контролируемого по указателю, устанавливают в нейтральное по-
ложение (см. рис. 2.3). Для защиты системы от случайного повы-
шения давления заслонка регулятора электрически связана с ог-
раничителем давления 63 (см. рис. 2.1), который при увеличении
избыточного давления больше 3,6±0,2 кгс/см2 (35,3-104± 1,96Х
Х104 Па) выдает электрические сигналы на закрытие заслонки.
Прежде чем попасть в герметичную кабину горячий воздух
охлаждается сначала в воздухо-воздушном радиаторе 24, а затем,
если это необходимо, в турбохолодильнике 25. Нужная темпера-
тура воздуха на выходе турбохолодильной установки поддержи-
вается трехканальным блоком заслонок 58, управляемым электро-
механизмом, который является исполнительным органом регулято-
ра температуры. Чувствительный приемник 62 регулятора уста-
новлен в трубопроводе за турбохолодильной установкой. Необхо-
димая температура холодного воздуха устанавливается на задат-
чике 3 (рис. 2.6) регулятора, расположенном на щитке в кабине
экипажа. Рекомендуемая температура воздуха в холодной линии
+ 15... +20°С.
Блок заслонок 8 состоит из трех жестко связанных между со-
бой заслонок А, Б и В, ’работающих попарно: А—Б или Б—В. Все
заслонки (см. рис. 2.6) управляются одним электромеханизмом 7.
34
Автомат
Гор
Из атмосферы
+
+27В
Состояние
воздуха
Холодный
Теплый
Горячий
Порядок срабатывания
за ело нон
{основные крайние положения
заслонок)
Положение заслонок
В______
Закрытое
Закрытое
Открытое
Б______
Закрытое
Открытое
Закрытое
А
Открытое
Закрытое
Закрытое
Колодный
Воздух
ъ^Теплыи.
°о Воздух
В герметичную
ырадину
') Горячий
Воздух
/5
| В атмосферу
+27В фра включе-
нии системы
подачи воздуха
от двигателей)
Рис. 2.6. Схема работы трехканального блока заслонок 2235:
/—реле включения питания усилителя; 2—усилитель; 3—задатчик температуры воздуха; 4—
переключатель с автоматического на ручное регулирование температуры воздуха; 5—реле
блокировки закрытия заслонки за турбохолодильником; 6—реле открытия заслонки на турбо-
холодильнике; 7—электромеханизм; 8—трехканальный блок заслонок; 9—воздухо-воздушный
радиатор охлаждения; турбохолодильник; 77—влагоотделитель; 72—приемник температу-
ры; 13—радиатор обогрева воздуха; 14—термовыключатель; А, Б, В—заслонки блока
Заслонка А стоит в линии перепуска холодного воздуха в турбо-
холодильник, заслонка Б — в линии перепуска холодного воздуха
от воздухо-воздушного радиатора охлаждения, заслонка В — в
линии перепуска горячего воздуха. В зависимости от нужной сте-
пени охлаждения воздух проходит или через воздухо-воздушный
радиатор и турбохолодильник, или только через воздухо-воздуш-
ный радиатор, минуя турбохолодильник и линию перепуска горя-
чего воздуха. Положение заслонок изменяется автоматически в
зависимости от заранее установленной на задатчике 3 (как было
сказано выше) регулятора температуры воздуха на выходе из тур-
бохолодильной установки. Например, если воздух из радиатора 9
поступает с такой температурой, что не требуется его дальнейшее
охлаждение, то регулятор приводит в действие блок заслонок, в
результате чего заслонка А начнет закрываться (заслонка Б—•
открываться, заслонка В закрыта и неподвижна) и перекроет по-
2*
35
отупление воздуха в турбохолодильник 10. Практически турбохо-
лодильник в данном случае не работает. В некоторых условиях
(например, в полете на небольшой высоте зимой) из радиатора
может поступать переохлажденный воздух. В этом случае по сиг-
налу от регулятора заслонка Б начнет закрываться, а заслонка В
открываться (заслонка А закрыта и неподвижна), перепуская
столько горячего воздуха, сколько необходимо для получения за-
данной регулятором температуры воздуха в трубопроводе за тур-
бохолодильной установкой.
Работа регулятора температуры воздуха основана на принципе
самобалансирующегося электрического моста, в котором сопротив-
ление задатчика 3 уравновешивается сопротивлением приемника
12. При равенстве темепратур заданной по задатчику и факти-
ческой, измеренной приемником, мост находится в равновесии.
В случае отклонения температуры воздуха в магистрали в ту или
иную сторону равновесие системы нарушается, в ней возникает
ток, величина которого пропорциональна отклонению фактической
температуры от заданной. Этот сигнал, пройдя через усилитель 2,
поступает (через контакты соответствующего реле) на определен-
ную обмотку вращения выходного вала электромеханизма 7, ко-
торый приводит в действие заслонки блока.
В электросхему регулятора включен термовыключатель 14,
предотвращающий повышение температуры воздуха за турбохоло-
дильной установкой сверх заданного предела. При температуре
воздуха более +40°С термовыключатель срабатывает, тем самым
подавая сигнал на отключение блока от регулятора и открытие
заслонки А, которая стоит в линии перепуска воздуха на дальней-
шее его охлаждение, т. е. из радиатора в турбохолодильник. Вклю-
чается автоматическое регулирование температуры установкой пе-
реключателя «Температура» 4 (соответствующей подсистемы) в
положение «Автоматическое». В случае ручного регулирования
температуры переключатель «Температура» на короткое время
удерживают в положении «Горячее» или «Холодное», и затем при
достижении необходимой температуры, которая контролируется
по указателю термометра воздуха, устанавливают в нейтральное
положение.
При отключенных подсистемах подачи (в положении «Отклю-
чено» переключателей «Левая», «Правая») заслонки 34 (см. рис.
2.1), заслонки 60 регуляторов весовой подачи воздуха, трехканаль-
ные блоки заслонок 58 каждой подсистемы электрически блокиру-
ются: заслонки 34 и 60 перекрывают трубопроводы подачи воз-
духа в герметичную кабину, а трехканальные блоки находятся в
положении «Холод» (в положении полностью открытых заслонок
к турбохолодильникам).
Конденсируемая в воздухо-воздушном радиаторе и турбохоло-
дильнике влага собирается во влагоотделителе 59 и выводится за
борт самолета. Чтобы избежать при низкой температуре окружа-
ющего воздуха образования в трубопроводе ледяной пробки, к
сливному штуцеру влагоотделителя подведен горячий воздух.
36
По выходе из турбохолодильной установки воздух с темпера-
турой 15—20°С идет по двум трубопроводам: по одному поступа-
ет непосредственно в герметичную кабину, по второму проходит
через радиатор 64, где подогревается, и только после этого посту-
пает в герметичную кабину. Причем трубопроводы холодного воз-
духа левой и правой подсистем объединяются между собой и
образуют линию холодного воздуха кабин, соответственно объеди-
няются и линии теплого воздуха, образуя единую линию теплого
воздуха кабин. С целью повышения надежности системы объеди-
нение трубопроводов произведено в герметичной части кабины.
Холодный воздух идет на общую и индивидуальную вентиляцию
пассажирских салонов и кабины экипажа, вентиляцию служебных
и бытовых помещений, часть его используется в линиях отопления
герметичной кабины. Теплый воздух идет на обдув стекол фонаря
кабины экипажа, в отопительные линии кабины экипажа и сало-
нов, служебных и бытовых помещений, на обогрев бортовых шту-
церов туалетов.
Отопительные линии
Отопительные линии обеспечивают обогрев кабины экипажа,
пассажирских салонов, технического отсека, передних и средних
туалетов, буфета и поддерживают в них постоянную рекомендуе-
мую температуру воздуха порядка 4-20°С. Каждый салон и ка-
бина имеют свою самостоятельную линию обогрева с автономным
управлением и регулированием температуры воздуха в них.
Необходимая температура воздуха в линиях достигается сме-
шением холодного и горячего воздуха, соотношение количеств ко-
торых регулируется двухканальными блоками заслонок 18, 74 (см.
рис. 2.1). Блоки заслонок являются исполнительными механизма-
ми регуляторов температуры воздуха. Причем общее количество
воздуха, которое поступает в каждую линию, является величиной
постоянной, изменяется лишь его теплосодержание. Эта постоян-
ная величина весового расхода воздуха поддерживается критичес-
кой трубкой, установленной в трубопроводе линии за блоком за-
слонок и составляет для кабины экипажа 600 кг/ч, для переднего
пассажирского салона— 1800 кг/ч, для заднего пассажирского
салона — 2450 кг/ч.
Теплый воздух прежде чем попасть в кабину и салоны проходит
через глушители шума. Их назначение — снижать уровень шума,
возникающий от работы агрегатов системы кондиционирования.
Трубопроводы всех отопительных линий проложены в подполь-
ной части герметичной кабины. В кабину экипажа теплый воздух
поступает через решетки-жалюзи, расположенные в центральном и
бортовых пультах и в полу. Воздух к ним подводится по патруб-
кам, вваренным в трубопровод линии.
В пассажирские салоны теплый воздух поступает через решет-
ки-жалюзи отопительных коробов 9, расположенных на уровне
пола по обоим бортам.
37
Короб 9 состоит из нескольких секций, каждая из которых кре-
пится к конструкции фюзеляжа кронштейнами. Боковые стенки
короба выполнены двойными с воздушным зазором, что снижает
температуру их наружной поверхности. Равномерно по всей длине
короба установлены решетки-жалюзи 10. В коробах поддержива-
ется избыточное давление порядка 0,1 кгс/см2 (0,98-104 Па) по
отношению к давлению в герметичной кабине. Туалеты, буфет и
технический отсек обогреваются воздухом, отбираемым от отопи-
тельных линий пассажирских салонов.
Регулирование температуры. Необходимая температура возду-
ха в каждом салоне и кабине экипажа создается за счет поступ-
ления в нее по отопительной линии смеси холодного и горячего
воздуха в определенной дозировке. Необходимая температура под-
держивается автоматически регулятором (рис. 2.7), в состав кото-
19
В к а дин и
Колодный
воздух
Горячий
Воздух
18 17
Заслонка открывается
при левом вращении выходного
вала злектромеханизма (про-
тив часовой стрелки)
Заслонка открывается
при правом вращении Вы-
ходного вала электромеха-
низма (по часовой стрелке)
Рис. 2.7. Схема работы двухканального блока заслонок 2236:
1—переключатель с автоматического на ручное регулирование температуры воздуха; 2—реле
включения питания усилителя; 3—усилитель; 4—задатчик температуры; 5—светосигнализатор
опасного перегрева воздуха; 6—приемники температуры; 7—реле сигнализации опасного пере-
грева воздуха; 8—электромеханизм; 9—обмотка правого вращения выходного вала электро-
механизма; 10—обмотка левого вращения выходного вала электромеханизма; //—трубопро-
вод; 12—кривошипно-шатунный механизм; 13—блок заслонок; 14—неподвижный контакт № 1;
/5—биметаллическая спираль; 16—поводок; /7—подвижный контакт; 18—неподвижный кон-
такт № 2; 19—ограничитель температуры воздуха
38
рого входят: пять приемников 6, усилитель 3 и задатчик 4. Регу-
лятор через электромеханизм 8 управляет двухканальным блоком
заслонок 13, одна заслонка которого находится в трубопроводе
холодного, а вторая — в трубопроводе горячего воздуха.
Нужная температура воздуха устанавливается на задатчике.
Фактическая температура замеряется пятью приемниками 11
(см. рис. 2.1). Для повышения чувствительности регулятора все
приемники помещены в одну коробку, установленную в кабине
(салоне). Внутренняя полость коробки шлангом сообщена с ат-
мосферой и через перфорации в крышке — с кабиной. Вследствие
разности давлений внутри кабины и наружной атмосферы проис-
ходит отсос воздуха из кабины, т. е. интенсивный обдув приемни-
ков кабинным воздухом.
Работа системы регулирования температуры основана на прин-
ципе самобалансирующегося электрического моста, одним плечом
которого являются приемники регулятора. Происходит она следу-
ющим образом. Каждому положению задатчика соответствует
строго определенная температура воздуха в кабине, замеренная
приемниками. При равенстве этих температур электрический мост
находится в равновесии. Но как только температура воздуха в
кабине изменится, равновесие электрической системы нарушится,
в ней возникнет ток разбаланса, пропорциональный по велич|Ине
отклонению фактической температуры, замеренной приемниками 6
(см. рис. 2.7), от заданной по задатчику 4. Этот ток, усиленный в
усилителе 3, поступает в электромеханизм 8 (на левую или пра-
вую обмотку вращения выходного вала электромеханизма), кото-
рый управляет положением двухканального блока заслонок 13.
Заслонки блока работают синхронно в противоположном направ-
лении. При повышении температуры воздуха в кабине к питающей
шине подключается обмотка правого вращения выходного вала
электромеханизма. Электромеханизм откроет заслонку, перепуска-
ющую холодный воздух, и одновременно закроет другую заслонку,
перепускающую горячий воздух. При этом температура подавае-
мой смеси воздуха понизится, а следовательно, и понизится тем-
пература в самой кабине.
При достижении заданной температуры равновесие моста вос-
становится и подача тока на электромеханизм прекратится. За-
слонки зафиксируются в новом положении, и с этого момента в
кабину будет поступать воздух в новой дозировке, при которой до-
стигается равновесие системы.
С понижением температуры воздуха в кабине работа заслонок
совершается в обратной последовательности. Сигнал на открытие
заслонки в горячей линии поступает с электромеханизма при под-
ключении к питающей шине обмотки левого вращения выходного
вала.
На случай отказа в работе регулятора температуры в трубопро-
воде отопительной линии каждой кабины установлен (за блоком
заслонок) ограничитель температуры воздуха 19, включенный в
электрическую схему регулятора. Этот ограничитель поддержи-
39
вает в пределах 70—90°С температуру воздуха, подаваемого на
обогрев кабины, и сигнализирует, если воздух перегрелся. Основ-
ными элементами конструкции ограничителя являются: биметал-
лическая спираль — чувствительный элемент 15, реагирующий на
изменение температуры воздуха в трубопроводе, поводок 16, кон-
такты № 1 (14) и 2 (18). С повышением температуры воздуха до
70°С (при отказе регулятора) замыкается электроцепь контакта
№ 1 с поводком спирали, при этом разрывается электроцепь пи-
тания на срабатывание электромеханизма в сторону открытия
заслонки в горячей линии, исключая тем самым возможность ее
дальнейшего открытия. Если же температура воздуха, несмотря
на неподвижность заслонки, продолжает увеличиваться, то по до-
стижении 90°С поводок биметаллической спирали замкнется с
другим контактом — контактом № 2. При этом в электромеханизм
поступит питание на его срабатывание в сторону закрытия заслон-
ки в горячей линии и, следовательно, открытия заслонки в холод-
ной. Воздух в трубопроводе начнет охлаждаться.
При достижении температуры воздуха 90°С на светосигналь-
ном табло у пилотов под общим трафаретом «Перегрев» появля-
ется сигнал соответствующей кабины.
При автоматическом регулировании температуры воздуха в
отопительных линиях необходимо переключатели «Температура
в кабинах», расположенные на щитке системы (см. рис. 2.3), по-
ставить в положение «Автоматическое». Этими же переключате-
лями можно при необходимости вручную регулировать температу-
ру, т. е. вручную управлять положением заслонок блока. В этом
случае в зависимости от того, надо ли повысить или снизить тем-
пературу воздуха в какой-то из кабин, переключатель этой каби-
ны устанавливают в положение «Горячее» или «Холоднее», под-
ключая электромеханизмы к питающей шине.
Температуру воздуха в линиях обогрева кабин контролируют
по указателям термометров, приемники которых установлены в
трубопроводах этих линий. Температуру в самих кабинах—по
указателям термометров, приемники которых расположены в ка-
бинах. Указатели находятся на щитке системы (правый пульт пи-
лота) .
Приемники (термометров) 12 (см. рис. 2.1), установленные в
пассажирских салонах, подобно приемникам 11 регуляторов тем-
пературы, помещены в коробку, продуваемую кабинным воздухом.
Возможные временные отказы автоматического регулятора
температуры воздуха в линии отопления пассажирского салона
могут привести к тому, что в салон из отопительных коробов бу-
дет поступать охлажденный воздух, вызывающий у пассажиров
неприятное ощущение. Чтобы избежать этого, предусмотрен пере-
пуск такого воздуха в систему вентиляции. С этой целью в линиях
отопления установлено по двухканальному блоку электроуправля-
емых (от электромеханизма) заслонок 76. Одна заслонка блока
находится в трубопроводе подачи воздуха в короб общей венти-
ляции, другая — в обогревные короба. Блок заслонок работает
40
автоматически от сигнализатора температуры, приемник которого
установлен в трубопроводе перед блоком заслонок.
При понижении температуры воздуха в линии отопления до
30° С сигнализатор переключает (через электромеханизм) блок
заслонок на перепуск воздуха в линию вентиляции. Автоматичес-
кая работа совершается в положении «Перепуск» переключателя
«Перепуск — Отопление», расположенного на щитке системы. Ра-
бота системы контролируется визуально с помощью светосигнали-
затора, который загорается при достижении температуры воздуха,
перепускаемого в вентиляционный короб, +40°С. Электросигнал
на светосигнализатор поступает при срабатывании термовыключа-
теля 72, установленного на входе воздуха в вентиляционный ко-
роб. В этом случае, установив переключатель «Перепуск — Отоп-
ление» в положение «Отопление», переключают блок заслонок на
подачу воздуха в обогревные короба.
Блок заслонок перепуска воздуха электрически сблокирован с
блоком заслонок отопительной линии салона: перепуск воздуха в
короб вентиляции будет перекрыт, если заслонка блока отопитель-
ной линии, установленная в трубопроводе горячего воздуха, будет
открыта.
Линия вентиляции
Линия вентиляции предназначена для общей и индивидуальной
вентиляции кабины экипажа и пассажирских салонов, вентиляции
буфета, технического отсека, туалетов (см. рис. 2.1).
Воздух, охлажденный в турбохолодильных установках до тем-
пературы 15—20°С, подается по трубопроводам в короб общей 28
и короба индивидуальной 29 вентиляции. Две критические трубки
69, объединенные в единый блок, поддерживают постоянную по-
дачу (расход) воздуха по 1000 кг/ч на каждый борт. Воздух на
выходе из обеих критических трубок распределяется на два по-
тока. Один воздушный поток (основной) направляется по трубо-
проводу в короба индивидуальной вентиляции 29. Второй поток,
поднимаясь вверх по боковому (бортовому) коробу 17, поступа-
ет в короб общей вентиляции 28. В месте слияния потоков возду-
ха с обоих бортов в коробе установлен рассекатель для равно-
мерной раздачи воздуха по салонам.
Короб общей вентиляции размещен вверху на потолке кабины
над центральным проходом. Он проложен по всей длине пасса-
жирских салонов, проходит через передний вестибюль и заканчи-
вается в кабине экипажа. В конструктивном отношении короб
представляет собой воздухопровод, образованный потолочными
декоративными панелями и конструкцией фюзеляжа. Через щели
в боковых гранях короба воздух равномерно растекается по са-
лонам.
Короба индивидуальной вентиляции идут вдоль бортов у ос-
нования багажных полок (рис. 2.8). Холодный воздух из короба 1
подводится через гибкие резиновые шланги 2 к шаровым пово-
41
Рис. 2.8. Установка короба и насадков индивидуальной вентиляции:
/—короб индивидуальной вентиляции; 2—шланг; 3—крышка; 4—багажная полка; 5—гайка;
6—клапан; 7—ось; 8—шар; 9—глушитель; 10—сопло; //—насадки индивидуального обдува;
/2—панель вентиляции; 13—декоративная панель
ротным насадкам индивидуальной вентиляции 11, установленным
в панелях 12 над креслами пассажиров (по три насадка в каждом
блоке, что соответствует количеству кресел в ряду). Индивидуаль-
ная вентиляция включается и выключается каждым пассажиром
по его желанию, он может также управлять направлением и силой
воздушной струи.
Постоянный напор воздуха перед насадками индивидуальной
вентиляции поддерживается двумя регуляторами избыточного дав-
ления, принцип работы которых состоит в следующем. Блок управ-
ления 67 (см. рис. 2.1) регулятора постоянно сравнивает давление
воздуха в коробе индивидуальной вентиляции с давлением в гер-
метичной кабине. Если разница этих давлений превышает
0,02 кгс/см2 (0,2-104 Па), блок выдает управляющий сигнал на
клапан 66. Последний открывается и избыток воздуха перепуска-
ется из коробов индивидуальной вентиляции в короб общей вен-
тиляции.
Воздух для вентиляции кабины экипажа подводится по трубо-
проводу от правого короба индивидуальной вентиляции переднего
пассажирского салона. В кабину он поступает через насадки, рас-
положенные около рабочего места каждого члена экипажа. Насад-
ки вентиляции установлены также в буфете, туалетных комнатах
и техническом хвостовом отсеке.
Линия обдува смотровых стекол
Для защиты смотровых стекол фонаря (двух передних и двух
боковых) от запотевания их обдувают теплым воздухом. Трубо-
провод с теплым воздухом проложен в подпольной части кабины
экипажа. За приборной доской пидотов он вводится в кабину и
42
заканчивается коллектором 1 (см. рис. 2.1). Коллектор представля-
ет собой патрубок с четырьмя отводами, соединенными с насадка-
ми обдува. Струи выходящего воздуха направлены снизу — вверх
под широким углом. Воздух на своем пути к коллектору проходит
через критическую трубку 82, поддерживающую постоянный рас-
ход в этой линии в пределах 315 кг воздуха в час, и глушитель
шума 86.
Необходимая температура смеси воздуха в линии обдува лежит
в пределах 40—60°С и поддерживается автоматически ограничи-
телем температуры 78, который управляет через электромеханизм
двухканальным блоком заслонок 73, дозирующим порции холод-
ного и горячего воздуха. Ограничитель установлен в трубопроводе
на выходе воздуха из 'блока и включен в электросхему управления
электромеханизма. При повышении температуры воздуха более
чем на 60°С он выдаст сигнал на закрытие заслонки, перепуска-
ющей горячий воздух, и на открытие заслонки, перепускающей
холодный воздух. В случае падения температуры воздуха за бло-
ком ниже 40°С работа блока совершается в обратной последова-
тельности.
Температура воздуха в линии регулируется автоматически при
установке переключателя «Обдув стекол» в положение «Автомат»
(см. рис. 2.3). Для ручной регулировки температуры переключа-
тель в зависимости от того, что необходимо — повысить или пони-
зить температуру теплого воздуха, устанавливают в одно из двух
положений «Гор.» или «Хол.». Температура в линии контролиру-
ется по указателю термометра, приемник 77 которого (см. рис.
2.1) установлен в трубопроводе линии. Подача воздуха на обдув
и его количество регулируется механической заслонкой 83, ручка
84 управления которой выведена на левый пульт пилота.
Линия наддува и продува радиоаппаратуры
При работе радиоаппаратуры выделяется тепло, которое при-
водит к.повышению температуры во внутренних объемах блоков,
что, в свою очередь, вызывает нарушение нормального режима ра-
боты радиостанции. Для понижения температуры внутри блоков
введен принудительный продув их (охлаждение) холодным воз-
духом с температурой +15 ... +20° С.
Для нормальной работы радиоаппаратуры необходимо также
поддерживать в условиях высотности определенное внутреннее
давление в герметичных контейнерах блоков. Это осуществляется
путем наддува воздуха с давлением 0,8—1,2 кгс/см2 (7,85-104—
11,8- 104 Па).
Наддув блоков связной радиостанции «Микрон» в обтекателе
стабилизатора производится воздухом, отбираемым из герметич-
ной кабины самолета (из хвостового отсека с радио-и электрообо-
рудованием). Трубопроводы наддува 37 (см. рис. 2.1) проложены
по левому борту от шп. № 85 до шп. № 92, затем у шп. № 92 вве-
дены в киль, проходят между средним и задним его лонжеронами
43
до нервюры № 19. Здесь они соединены со шлангами, проложен-
ными в обтекателе стабилизатора. В месте установки блоков (шп.
•№ 6—7 обтекателя) от шлангов отходят несколько отводов, кон-
цы которых присоединены к штуцерам воздуховодов блоков. Для
предохранения блоков от попадания влаги в каждом трубопрово-
де (у шп. № 88) имеется влагоотстойник 35.
Для охлаждения блока командной радиостанции «Ландыш»,
находящегося в отсеке радио-и электрооборудования (задний тех-
нический отсек), воздух отбирается от трубопровода вентиляции
этого отсека. Все соединения выполнены с помощью муфт и стяж-
ных хомутов. В трубе 32, по которой подается воздух, установлена
критическая трубка, поддерживающая постоянную величину рас-
.чода воздуха в количестве 30 кг/ч.
Для охлаждения блоков носового радиолокатора и приемопе-
редатчика командной радиостанции, расположенных в переднем
техническом отсеке (правый борт, шп. № 9—11), воздух отбирает-
ся от трубопровода холодного воздуха, проложенного в подполь-
ной части кабины. Затем поступает в коллектор 5, который пред-
ставляет собой сферу с несколькими воздуховодами. Воздуховоды
соединены с трубками, раздающими воздух по блокам. Постоян-
ный расход воздуха для обдува в количестве 250 кг/ч поддержи-
вается критической трубкой, установленной в общем трубопроводе
продува 7. За ней вмонтирован глушитель шума 6.
На земле блоки охлаждаются от вентилятора, рукав от кото-
рого присоединен к одному из воздуховодов коллектора. На входе
воздуха в коллектор установлен обратный клапан, который пре-
дотвращает утечку воздуха из линии при работе системы конди-
ционирования.
Линия обогрева турбоагрегата ТА-6
и бортовых штуцеров задних туалетов
Турбоагрегат установлен в хвостовой негерметичной части фю-
зеляжа, незащищенной от воздействия низких температур атмос-
ферного воздуха при полете' на больших высотах. Поэтому для
сохранения нормальной работоспособности турбоагрегата во вре-
мя длительного полета его обогревают горячим воздухом. Воздух
этой линии 42 (см. рис. 2.1) используется также для обогрева
бортовых (заправочных и сливных) штуцеров задних туалетов,
предохраняя их от обмеозания.
Горячий воздух в линию поступает из левой и правой подсис-
тем подачи, за трубой кольцевания. В линиях отбора воздуха ус-
тановлены обратные клапаны, которые предотвращают утечку
воздуха в неработающие двигатели соответственно через левую и
правую подсистемы подачи. Сразу же за обратными клапанами
в трубопроводе расположена заслонка 43, которая включает по-
дачу горячего воздуха. Эта заслонка открывается в полете на вы-
соте 5000 м, определяемой по сигналу от сигнализатора абсолют-
ного давления. В длительных полетах на высотах ниже срабатыва-
44
ния сигнализатора (до 5000 м) при необходимости обогрева тур-
боагрегата заслонку открывают вручную переключателем управ-
ления продувом ’ ВВР (воздухо-воздушного радиатора предвари-
тельного охлаждения воздуха) под трафаретом «II контур»,
установив его в положение «Откл.» (см. рис. 2.3). Так как обо-
грев турбоагрегата включается только в воздухе, заслонка сбло-
кирована с концевым выключателем «Земля — Воздух», выдаю-
щим сигнал на ее закрытие при обжатом положении одной из
опор шасси.
К турбоагрегату горячий воздух подводится по двум трубкам,
оканчивающимся насадками: из одной воздух поступает в зону
маслонасоса, из другой — в зону маслобака. Перед каждым на-
садком установлен эжектор 41 (см. рис. 2.1), который обеспечива-
ет нужную температуру воздуха на выходе из насадка и поддер-
живает необходимый его расход. Достигается это путем подмеши-
вания через эжектор к горячему воздуху холодного воздуха из не-
герметичного отсека, вследствие чего и снижается температура.
Это, в свою очередь, приводит к значительной экономии воздуха,
отбираемого от двигателей.
Помимо обогрева турбоагрегата часть воздуха за заслонкой
идет на обогрев штуцеров туалетов. Этот горячий воздух подво-
дится по трубкам к трем коробкам 31, в которых установлены за-
правочные и сливные штуцера.
Наземный обогрев и охлаждение
герметичной кабины
Кондиционирование воздуха необходимо не только в полете, но
и на стоянке самолета, а также в процессе посадки пассажиров
в холодное и жаркое время года. В летнее время и особенно на
аэродромах, расположенных в жарких климатических зонах, тре-
буется охлаждение пассажирских салонов на земле, так как тем-
пература внутри их становится слишком высокой. В зимних усло-
виях, наоборот, необходим предварительный обогрев салонов пе-
ред посадкой пассажиров. С этой целью на самолете создана
возможность обогрева или охлаждения пассажирских салонов на
стоянке от любого из следующих источников: аэродромного кон-
диционера, бортовой вспомогательной силовой установки (ВСУ),
передвижной установки для воздушного запуска двигателей
(УВЗ), одного или нескольких работающих самолетных двигате-
лей.
При наземном кондиционировании температура воздуха в гер-
метичной кабине контролируется по указателям термометров на
щитке в кабине экипажа.
От аэродромного кондиционера в самолетную сис-
тему кондиционирования подается (в зависимости от необходимо-
сти) либо горячий воздух с температурой до +80°С, либо охлаж-
денный— с температурой до -f-20°C. Количество воздуха, поступа-
ющего в герметичную кабину самолета при наземном кондициони-
повании, составляет ~7000 кг в час.
45
В отопительный
короб
Вид прошиб полета,
на шт№Р1
В ото/гительныи
к про Л
Вкороб
венти-
ляции
3 короб
венти-
ляции '
{Положение ручек при
подаче воздуха в короба
Рис. 2.9. Штуцер для подключения наземного кондиционера:
/—патрубок; 2—заслонка III подачи воздуха в отопительный короб; 3—тяга; 4—рычаг; 5—
патрубок; 6—заслонка I подачи воздуха в короб вентиляции; 7—ручка управления заслон-
ками I и II; 8—ручка управления заслонкой III; 9—заслонка II подачи воздуха в короб
вентиляции
К самолетной системе кондиционер подключают через наружный
штуцер 16 (см. рис. 2.1), установленный в люке, на крышке кото-
рого имеется надпись «Наземный кондиционер». Штуцер (рис.
2.9) расположен в нижней части фюзеляжа по оси симметрии са-
молета, между шп. № 41-—42, и соединен с линиями отопления и
вентиляции кабин. В его патрубках смонтированы три заслонки:
одна из них включает подачу горячего воздуха от кондиционера
в отопительные короба (нижние), две другие — подачу охлажден-
ного воздуха в короба общей вентиляции (верхние). Положение
46
заслонок фиксируется двумя ручками, которые обозначены тра-
фаретами: «Подача воздуха в нижние короба», «Подача воздуха
в верхние короба». Исходное положение заслонок — закрытое.
Обогревают салоны и кабину экипажа при температуре наруж-
ного воздуха ниже 4-10°С. В этом случае в блоках заслонок 18 и
74 (см. рис. 2.1) отопительных линий кабин полностью открывают
заслонки, расположенные в трубопроводах горячего воздуха. Для
этого переключатели под общим трафаретом «Обогрев» устанавли-
вают в положение «Гор.». Затем ручкой штуцера «Подача возду-
ха в нижние короба» открывают соответствующую заслонку в па-
трубке штуцера, и горячий воздух от аэродромного кондиционера,
пройдя по трубопроводам и отопительным коробам, поступает в
пассажирские салоны и кабину экипажа.
При температуре наружного воздуха выше 4-20°С герметичную
кабину охлаждают. Для этого ручкой штуцера «Подача воздуха
в верхние короба» открывают соответствующие заслонки в патруб-
ках штуцера, и охлажденный воздух от кондиционера поступает в
кабины самолета через вентиляционные короба. При температуре
наружного воздуха выше 4-25°С для ускорения процесса охлаж-
дения салонов можно до посадки пассажиров подавать воздух од-
новременно в верхние и нижние короба. Для этого открывают все
заслонки штуцера.
От работающего турбоагрегата в самолетную си-
стему кондиционирования поступает сжатый воздух в количестве
3800 кг в час. В трубопроводе отвода установлен регулятор от-
бора воздуха 40, которым включают подачу воздуха от турбоагре-
гата, и перепускной клапан 39, предотвращающий утечку возду-
ха от двигателей к турбоагрегату.
Выключатель управления положением заслонки регулятора
расположен на панели запуска турбоагрегата, в кабине экипажа
(см. рис. 2.3). В положении «Заслонка открыта» сжатый воздух
от работающего турбоагрегата поступает в одну из подсистем по-
дачи: левую или правую (в последнем случае должна быть от-
крыта заслонка кольцевания). Затем он проходит в отопительные
короба и поступает в кабины.
Включение соответствующей подсистемы подачи воздуха (ле-
вой или правой) и вся дальнейшая ее работа происходят также,
как и в полете.
От передвижной установки для воздушного
запуска двигателей. Установка подключается к самолет-
ной системе кондиционирования через наружный штуцер 26, рас-
положенный по правому борту снизу фюзеляжа, между шп.№ 46—
47. Он соединен с трубопроводом правой подсистемы подачи. За
штуцером установлен обратный клапан, предотвращающий утечку
воздуха из системы в полете.
Включение правой подсистемы подачи и ее работа происходят
так же, как и в полете.
От самолетного двигателя, работающего в режиме
«Малый газ» (0,6 номинала), воздух в кабины поступает по одной
47
из подсистем подачи (левой или правой); на режимах работы дви-
гателя более 0,6 номинала — могут быть включены обе подсистемы
подачи. В этом случае ограничитель расхода работающего двига-
теля переводят в режим максимального отбора воздуха. Работает
подсистема так же, как и в полете.
Количество воздуха, который поступает в этом случае в герме-
тичную кабину самолета, лежит в пределах от 3800 до 7600 кг
в час.
Система регулирования давления
Выдерживание установленной закономерности сохранения не-
обходимого давления воздуха в герметичной кабине самолета на
разных высотах полета обеспечивается совместной работой двух
систем (рис. 2.10): системы кондиционирования воздуха, которая
осуществляет наддув кабины, т. е. непрерывную подачу в нее воз-
духа, отбираемого от двигателей, и системы регулирования давле-
ния. Основным требованием, предъявляемым к системе регулиро-
вания давления воздуха, является автоматическое поддержание
величины абсолютного давления и скорости его изменения в пре-
делах, необходимых для обеспечения физиолого-гигиенических ус-
ловий в герметичной кабине. Согласно существующим нормативам
абсолютное давление воздуха в кабине должно быть не выше
800 мм рт. ст. (106400 Па) у земли и не ниже 567 мм рт. ст.
(75411 Па) на максимальной высоте крейсерского полета, что со-
ответствует «высоте» в кабине — 2400 м. При этом абсолютная
величина скорости изменения давления не должна превышать
0,18 мм рт. ст./с (23.94 Па/с), при наборе высоты, снижении са-
молета, изменении расхода подаваемого воздуха и т. д.
Это требование определяет необходимую величину перепада
между давлением в герметичной кабине и атмосфере. На самолете
Ил-62 поддерживается перепад, равный 0,63±0,02 кгс/см2 (6,18Х
X 10-4±0,2-104 Па). Эта величина выбрана из условия обеспече-
ния на расчетной высоте полета /7=14000 м давления, соответ-
ствующего высоте — 2400 м.
Поддерживание требуемого давления воздуха в герметичной ка-
бине обеспечивается регулированием его по определенному закону.
Установленная на самолете система регулирования давления (рис.
2.11) осуществляет:
автоматическое регулирование давления в герметичной каби-
не по заданной закономерности его изменения в зависимости от
высоты полета;
автоматическую защиту герметичной кабины от перенаддува
и разгерметизации;
принудительную разгерметизацию кабины на земле, в полете
и при вынужденной посадке на воду.
По принципу действия система регулирования давления чисто
пневматическая. Исключение составляют четыре электрокрана, с
48
Передний пассажирским
си л пн
Рис. 2.10. Схема циркуляции воздуха в герметичной кабине:
/-—передний выпускной клапан системы регулирования давления (СРД):2—средние выпускные клапаны СРД; 3—задний выпускной клапан
СРД; 4—выход воздуха в подпольное пространство салона
Приборная
Верхний щиток пилотов доска пилотоЪ
10
В атмосферу
760мм рт.ст
0,66 к? с/см2
0,18 мм рт.гт/с
Воздух из
негермета чниги
отсека
Давление аэродрома
взлета - посадки
Перепад давлении 0,63кгс/смг ।
(избыточное давление 068 мм рпнв/рД
Положения ручки крана ГТ.-А'
7 „ Герметизация" ।—4-—
И „Разгерметизация > /1/„Разгерметазацил/г~Гк
(открытие выпускных. перед посадкой, на воду“ Ц
а предохранительных (закрытие выпускных а Ц
клапанов) открытие предохранитель) 2
ных клапанов) [
л
Рис. 2.11. Структурная схема системы регулирования1 давления:
/—кран принудительной разгерметизации кабины; 2—реле включения сигнализации о разгерметизации; 3—сигнализатор абсолютного давле-
ния; 4—вариометр; 5—указатель «высоты» в кабине и перепада давлений между кабиной и атмосферой; 6—световое табло; 7—переключатель;
8—электроклапан; 9—регулятор абсолютного давления; 10—обратный клапан; 11— выпускной клапан; 12—реле пневматическое; 13—предохра-
нительный клапан; 14—основной командный прибор; 15—дублирующий командный прибор
------основное автоматическое регулирование давления;----------дублирующее автоматическое регулирование давления;-----Q----автомати-
ческая и ручная защита кабины от разгерметизации;---------------------------------------------------------------------------А-принудительная разгерметизация кабины
„ Высота 6 кабине, км
Рис. 2.12. График изменения давления в герметичной кабине самолета в зави-
симости от высоты полета
помощью которых переключаются автоматически или вручную вы-
пускные клапаны с нормального режима работы на режим ограни-
чение «высоты» в кабине. Закон изменения давления в герметич-
ной кабине представлен на графике (рис. 2.12). Как видно из гра-
фика, абсолютное давление в кабине является суммой атмосферно-
го давления на данной высоте полета и давления наддува — из-
быточного давления. Начиная с земли и до высоты полета
— 7200 м в кабине поддерживается постоянное абсолютное давле-
ние, равное барометрическому на аэродроме взлета — посадки, да-
лее поддерживается постоянный перепад, равный 0,63±0,02 кгс/см2
(6,18-104±0,2-104 Па). На обычных рейсовых высотах полета
— 10000 м давление в герметичной кабине будет соответствовать
давлению на высоте — 1500 м, что повышает комфортные условия.
Выбранный закон изменения давления воздуха позволяет до вы-
соты — 7200 м осуществлять взлет с максимальной вертикальной
скоростью, свыше —7200 м — скороподъемность ограничивается
предельно допустимой скоростью изменения давления в герметич-
ной кабине, равной 0,181до8 мм рт. ст./с (23,941Jo,64 Па/с), и не
превышает —5 м/с. При снижении самолета абсолютное давление
в кабине возрастает до величины, равной давлению на аэродроме
посадки, причем скорость увеличения давления ограничивается ве-
личиной 0,181^08 мм рт. ст./с (23,94110.64 Па/с).
51
Макс
РА60Ч
ПЕРЕЦ
АШ
&У\Б Л£ ₽
ТОРА ДАВЛЕНЫ Я |
PA3TEPMETU3 ПЕРЕД I
|ПОСА“.'О11 НА 80ДУ [
Рис. 2.13. Расположение в каби-
не приборов контроля, элементов
управления и сигнализации систе-
мы регулирования давления:
1—командные приборы; 2—передняя
горизонтальная панель правого пуль-
та; 3—правая внешняя панель прибор-
ной доски пилотов; 4—панель с эле-
ментами сигнализации разгерметиза-
ции кабины
КРАН РЛЗГЕРМ КЛАПАНОВ
S ПОЛЕТЕ ЗАПЕРЕТЬ CKObDU
В состав системы входит следующее оборудование:
Кабинный регулятор давления............................ 1 комплект
в том числе:
командные приборы 2077А (основной, дублирующий) 2 шт.
выпускные (клапаны 2270АТ (№ 1, 2, 3, 4)........... 4 »
Регуляторы абсолютного давления 1314В.................. 4 »
Регулятор избыточного давления 2200БТ.................. 1 »
Предохранительные клапаны 2246АТ (№ 1, 2, 3) ... . 3 »
Предохранительный клапан 2314А......................... 1 »
Электроклапаны 2259 ................................... 4 »
Баллон (емкостью 3,3 л) со сжатым азотом............... 1 »
Кран 632.700-Т включения подачи сжатого азота для при-
нудительной разгерметизации кабины....................... 1 »
Фильтры воздушные 11ВФ12-1............................. 2 »
Сигнализатор абсолютного давления 3002 ............ 1 »
Реле пневматические 2570Т.............................. 4 »
Реле электрические ТКЕ52ПД............................ 4 »
Манометр МВУ-100........................................1 »
Выпускные и предохранительные клапаны установлены спере-
ди и сзади пассажирских салонов, в подпольной части, в зоне
расположения туалетов (см. рис. 2.11). При подобном размещении
создается такое направление циркуляции воздуха, при котором
запахи из буфета-кухни и туалетов не распространяются по пас-
сажирским салонам.
52
Управляющая аппаратура, элементы контроля и сигнализации
системы сосредоточены в кабине экипажа, на рабочем месте пра-
вого пилота (рис. 2.13).
Автоматическое регулирование давления
Заданный закон изменения давления воздуха в герметичной
кабине выдерживается автоматически кабинным регулятором дав-
ления (рис. 2.14), который состоит из двух командных приборов
2077 — основного 16 и дублирующего 20 и четырех выпускных
клапанов 22, 32, 33, 34. Установка двух командных приборов повы-
сила надежность работы системы и безопасность полета. Клапаны
управляются пневматически основным или дублирующим прибо-
ром, для чего оба командных прибора соединены отдельными тру-
бопроводами с каждым выпускным клапаном через пневматичес-
кое реле 24, которое автоматически переключает выпускной кла-
пан с неисправной линии (трубопровода) при отказе одного ко-
мандного прибора или негерметичности его трубопровода на
нормально работающую. Принцип работы реле заключается в
сравнении управляющих сигналов (давлений) обоих приборов и
выдачи меньшего из них в полость В выпускного клапана. Раз-
ность управляющих давлений должна быть не менее 0,02 кгс/см2
(0,2-104 Па).
Конструктивно каждый командный прибор представляет собой
герметичный корпус, внутри которого размещены три основных уз-
ла (чувствительных элемента), регулирующих заданное абсолют-
ное давление; заданное избыточное давление и скорость измене-
ния давления. Основными элементами выпускного клапана явля-
ются: собственно клапан 38, мембрана 43, ограничитель избыточ-
ного давления 23, антипульсатор 26, челночный 11 и перепускной
28 клапаны.
Полость А командного прибора соединена: с герметичной ка-
биной через фильтр 15, с атмосферой через клапаны 18, 19 и трех-
ходовой кран 17, с надмембранной полостью В выпускного кла-
пана (антипульсатора) через пневматическое реле 24. Полость Г
выпускного клапана сообщается с атмосферой через электрокла-
пан 36 и герметичной кабиной, полость Д — с кабиной, полость
£ — с полостью Г.
Перед полетом с помощью задатчиков 40, 41, 42 на лицевой
панели командных приборов («Скорость изменения давления»,
«Начало герметизации», «Избыточное давление») настраивают по-
следние на поддержание в кабине необходимого давления по вы-
сотам согласно принятому закону. При этом устанавливают: абсо-
лютное давление на основном командном приборе, равное баромет-
рическому на аэродроме (диапазон настройки 560—760 мм рт. ст.
(74480—101080 Па)), на дублирующем — давление, равное760 мм
рт. ст. (диапазон настройки 760—806 мм рт. ст. (101080—
107198 Па)); перепад давлений — 0,63 кгс/см2 (6,18-104 Па) ; ско-
рость изменения давления — 0,18 мм рт. ст./с (23,94 Па/с).
53
1—баллон Со сжатым азо-
Огл гидрогазовой,
системы
Атмосфера
Герме та чная кабина
Условные одозна чени я:
,_линия управления от основ ноя о
командного пр а бора
_линая управления от дублирующего
' командного прибора
линия закрытия выпускных клапанов
-линия статики
-атмосферная линия
Рис. 2.14. Принципиаль-
ная схема системы регу-
лирования давления:
15 16
ка-
8—
раз-
17—треххо-
командного
регу-
избы-
том; 2—высотный сигнализа-
тор; 3—сигнализатор давле-
ния; 4—светосигнализатор
«Перенаддув—отключи воз-
дух» ; Ь—светосигнализатор
«Предохранительный клапан
раоотает»; 6—светосигнали-
затор «Разгерметизация
оины»; 7—манометр;
кран принудительной
герметизации каОины; 9—ре-
гулятор избыточного давле-
ния; 10—предохранительный
клапан 2314А; //—челноч-
ный клапан; 12, 13, /4—пре-
дохранительные клапаны
224b АТ № 1, 2, 3; 15—
фильтр; 16—командный при-
оор основной;
довой кран
прибора; 18—клапан,
лирующий заданное
точное давление;19—клапан,
регулирующий заданное аб-
солютное давление; 20—ко-
мандный прибор дублирую-
щий; 2/—регулятор абсолют-
ного давления; 22—выпуск-
ной клапан № 1; 23—огра-
ничитель избыточного дав-
ления; 24—пневматическое
реле; 25—фильтр-дюза; 26—
антипульсатор; 27—мембра-
на; 28—перепускной клапан;
29—обратный клапан; 30-
переключатель «Ограниче-
ние кабинной высоты»; 31—
реле управления электро-
клапаном; 32, 33, 34-ьъ\-
пускные клапаны № 2, 3, 4;
35—светосигнализатор «Мак-
симальная кабинная высо-
та»; 36—электроклапан; 37-
пружина; 38—собственно
клапан; 39—кран системы
питания полным и статиче-
ским давлениями; 40—задат-
чик скорости изменения
давления; 41—задатчик аб-
солютного давления; 42—за-
датчик избыточного давле-
ния; 43, 45—мембраны; 44—
корпус клапана; А, Б, В, Г,
ля^лзякс-азотная линия высокого давления
г‘'~ лкг-'Линая ornHPblniu-% выпускных и
'предохранительных -клапанов
Д, Д, 3, И, К—полости
Трехходовой кран переводят в положение «Включено». Исход-
ное положение выпускных клапанов — открытое.
Принцип работы автоматического регулирования давления со-
стоит в следующем. Чувствительный элемент командного прибора
(узел, регулирующий заданное абсолютное давление), реагируя
на изменение абсолютного давления в кабине от заданной вели-
чины (в связи с изменением высоты полета или подачи воздуха в
кабину), вырабатывает командные сигналы (давления), которые
поступают в полость В выпускных клапанов (в антипульсаторы).
В полость Г клапанов через фильтр-дюзу 25 поступает воздух из
кабины, давление которого сравнивается на мембране 27 аити-
пульсатора с давлением от командного прибора. И если только
давление в кабине станет ниже требуемого для данной высоты, то
благодаря тому, что в полости Г сохраняется более высокое дав-
ление, чем в кабине, выпускные клапаны закрываются, препятст-
вуя выходу воздуха из кабины, т. е. падению давления в ней.
При увеличении давления в кабине командное давление, посту-
пающее в полость В от командного прибора, окажется меньше
кабинного и меньше, чем в полости Г. Поэтому мембрана 27 вы-
гнется вверх, поднимет жесткий центр, который, в свою очередь,
откроет канал и сообщит полость Г с атмосферой. Вследствие1
быстрого выхода воздуха из этой полости давление в ней станет
меньше, чем в кабине. В результате образовавшегося перепада
давлений между кабиной и полостью Г мембрана 43, преодолевая
усилие пружины 37, выгибается вверх и тянет за собой клапан 38.
Клапан открывается и через проходное отверстие, образовавшееся
между клапаном 38 и корпусом 44, воздух из кабины выходит в
атмосферу. Выпускные клапаны будут открыты до тех пор, пока
в кабине не установится заданное абсолютное давление.
Если давление воздуха в кабине меньше атмосферного, то вы-
пускной клапан открывается в этом случае под действием возник-
шей разности давления между кабиной и атмосферой и в кабину
начинает поступать воздух из атмосферы.
Регулирование абсолютного давления происходит до высоты —
— 7200 м, на которой избыточное давление в кабине достигает
заданного значения 463+15 мм рт. ст. (0,63 + 0,02 кгс/см2). С вы-
соты — 7200 м в работу вступает чувствительный элемент команд-
ного прибора, регулирующий заданное избыточное давление.
С этого момента, т. е. с высоты, на которой достигается заданное
избыточное давление, и до «потолка» полета самолета между по-
лостью А командного прибора и атмосферой (а следовательно,
между герметичной кабиной и атмосферой) будет поддерживаться
постоянная разность давлений 0,63 кгс/см2 (6,18-104 Па). Работа
командного прибора и выпускных клапанов в данном случае ана-
логична их работе при поддержании в кабине заданного абсолют-
ного давления.
Скорость изменения давления регулируется автоматически. Ра-
бота системы при автоматическом регулировании давления конт-
ролируется по указателю «высоты» в кабине и перепада давлений
55
между кабиной и атмосферой УВПД-5-0,8ВБ и вариометру
ВАР-ЗОМК.
Защита герметичной кабины от разгерметизации и перенаддува
В случае отклонения давления в герметичной кабине от нормы
при отказе обоих командных приборов или нарушении герметич-
ности обоих трубопроводов командного давления в работу вклю-
чаются агрегаты, которые предохраняют кабину от разгерметиза-
ции и перенаддува, ограничивая максимальную «высоту» в каби-
не, максимальный прямой и обратный перепады давлений (рис.
2.15).
Ограничение максимальной «высоты» в кабине (предохранение
кабины от частичной или полной разгерметизации) осуществляет-
ся выпускными клапанами, работающими в данном случае в
комплекте с регуляторами абсолютного давления 16, которые под-
держивают в кабине абсолютное давление, равное 515 мм рт. ст.
(68495 Па). Каждый регулятор соединен с атмосферой (через
электроклапан 20) и с полостью Г выпускного клапана. Переклю-
чаются выпускные клапаны на работу с регуляторами автоматиче-
ски электроклапанами 20, которые работают совместно с сигнали-
затором абсолютного давления 8, при установке переключателя 4
«Ограничение кабинной высоты» в положение «Авт.».
Работа автоматики происходит так. При падении абсолютного
давления в кабине ниже 485 мм рт. ст. (64505 Па), что соответ-
ствует «высоте» в кабине 3600 м, чувствительный элемент (ваку-
умированный сильфон) сигнализатора давления 8, реагирующий
на абсолютное давление, замыкает цепь питания обмотки реле 3
включения сигнализации разгерметизации. Реле срабатывает, про-
изведя соответствующие переключения, после чего одновременно
звонит звонок, загорается светосигнализатор «Разгерм. кабины»,
поступает питание (+27 В) на обмотки реле 6 автоматического
переключения выпускных клапанов. Последние срабатывают и при
этом: загорается светосигнализатор «Максим, кабинная высота»,
подключаются к питающей сети электроклапаны 20 и обмотки ре-
ле 6, обеспечивая самоблокировку (самоподпитку).
В герметичном корпусе электроклапана 20 размещены сердеч-
ник, шток и электромагнит. При прохождении тока через обмотку
электромагнита сердечник, преодолевая усилие пружины, втягива-
ется в электромагнит и шток, плотно прижимаясь к верхнему сед-
лу, перекрывает атмосферную линию выпускного клапана, откры-
вая атмосферную линию регулятора.
При абсолютном давлении в кабине 515 мм рт. ст. (68495 Па)
клапан стравливания 15 в регуляторе 16 перекрывает сообщение
последнего с атмосферой. Как только давление в герметичной ка-
бине, а значит, в полости Г выпускного клапана и внутри регуля-
тора, станет больше верхнего регулируемого предела (515+26 мм
рт. ст.) (68495+3458 Па), сильфон регулятора сожмется, открывая
клапан стравливания. Воздух из полости Г, пройдя через регуля-
тор 16, начнет выходить в атмосферу. Вследствие падения давле-
ния в полости Г выпускной клапан откроется под давлением ка-
56
„ Максимальная
кабинная
высота “
Л7 электро клапанам переключения
выпускных клапанов
№2 №3 б/°б
Условные одоона, чини ч •
II II1 '!' - атмогкрерна я ли ни ч
* • • • - '•" - линия стати ни
Рис. 2.15. Принципиальная схема защиты кабины от разгерметизации и перенаддува:
/—реле проверки светосигнализаторов; 2—светосигнализатор; 3 - реле включения сигнализации о разгерметизации кабины; 4—переключатель;
5—реле управления ручным переключением выпускного клапана; 6—реле управления автоматическим переключением выпускного клапана;
7—датчик импульсов; 8—сигнализатор абсолютного давления; 9—короб; 10—челночный клапан; //—предохранительный клапан № 1; 12—
командный механизм клапана; 13—исполнительный механизм клапана; 14—обратный клапан; 15—клапан стравливания; 16—регулятор абсо-
лютного давления; /7—ограничитель избыточного давления; 18—антипульсатор; 19—перепускной клапан; 20—электроклапан; 2/—электро-
магнит; 22—сердечник; 23—шток; 24—выпускной клапан № 1; 25—мембрана; Г, Е, 3, И—прлостц
СЛ
бинного воздуха, и воздух из кабины будет стравливаться в ат-
мосферу до тех пор, пока давление в кабине (а значит, в полости
Г клапана и внутри регулятора) не достигнет величины, равной
нижнему регулируемому пределу (515-26 мм рт. ст.) (68495_3458 Па).
Так как сигнал «Разгерметизация кабины» выдается сигнализато-
ром давления только при абсолютном давлении в кабине ниже
485ts мм рт. ст (645О5±?о6б64 Па) то, естественно, при работе регу-
лятора 16 напряжение с обмотки реле разгерметизации 3 сни-
мается. При этом светосигнализатор «Разгерм. кабины» гаснет,
звонок отключается, а реле автоматического переключения выпуск-
ных клапанов остаются на самоблокировке.
Помимо автоматического переключения выпускных клапанов
на режим «Ограничение максимальной кабинной высоты» воз-
можно и ручное управление ими переключателем 4 «Огранич. ка-
бин. высоты», который в данном случае устанавливают в положе-
ние «Вкл.». При этом подается питание на обмотки реле 5 ручно-
го переключения выпускных клапанов, реле срабатывают, в ре-
зультате чего: загорается светосигнализатор «Максим, кабинная
высота», электроклапаны 20 подключаются к питающей электро-
сети. Дальнейшая работа происходит так же, как и при автома-
тическом переключении.
Переключение выпускных клапанов с режима «Ограничение
максимальной кабинной высоты» на режим нормального регулиро-
вания давления в кабине выполняется вручную, установкой пере-
ключателя «Огранич. кабин, высоты» в положение «Откл.».
Ограничение прямого перепада давлений — защита кабины от
перенаддува производится всеми предохранительными и выпускны-
ми клапанами, которые в этом случае поддерживают в кабине из-
быточное давление, равное 5001^2 ММ рт. СТ (6650012926 Па) (что
соответствует перепаду давлений между кабиной и атмосферой
0,68 кгс/см2 (6,67 • 104 Па)).
Основными элементами конструкции каждого предохранитель-
ного клапана 11 являются командный 12 и исполнительный 13
механизмы. С помощью первого в полости И исполнительного ме-
ханизма, сообщенной через дроссель с атмосферой, поддержива-
ется заданное избыточное (командное) давление, т. е. заданный
перепад давлений между полостью И исполнительного механизма
и полостью 3 командного механизма. В принципе это происходит
так. Как только перепад давлений между полостями И и 3 ста-
новится выше заданной величины, мембрана командного механиз-
ма, преодолевая усилие пружины, выгибается вверх. При этом
связанный с нею через рычаг клапан отходит от седла и сообща-
ет полость И с атмосферой. Клапан будет открыт до тех пор, пока
в полости И не восстановится заданное избыточное давление.
Мембрана 25 исполнительного механизма клапана находится
под воздействием с одной стороны — командного давления, с дру-
гой— кабинного. В случае превышения кабинного давления над ко-
мандным сверх верхнего регулируемого предела (500+15мм рт. ст.
58
(66500+1995 Па)) предохранительный клапан открывается под
воздействием этого перепада и избыток воздуха начинает выхо-
дить из кабины в атмосферу. Клапан будет открыт до тех пор,
пока перепад давлений (регулируемое избыточное давление) не
станет меньше нижнего регулируемого допуска (500_22 мм рт. ст.
(66500-2926 Па)).
Исходное положение предохранительного клапана — закрытое.
Выпускные клапаны, в конструкции которых предусмотрены
ограничители избыточного давления 17, в данном случае работают
следующим образом. Полость Г каждого выпускного клапана сое-
динена с полостью Е ограничителя, полость Е ограничителя — с
атмосферой. Пружина ограничителя, отрегулированная винтом,
поддерживает в полостях Е и Г избыточное давление 500^22 мм
PT. СТ (66500t2926 Па). Следовательно, если на какой-либо высо-
те перепад давлений на мембране ограничителя увеличится и ста-
нет больше верхнего регулируемого допуска, то мембрана подни-
мется, соединенный с ней клапан под действием суммарного
усилия перепада давлений «и пружины отойдет от седла и полость
Е сообщится с атмосферой. Давление в полости Е ограничителя,
а следовательно, и в полости Г клапана снизится и станет меньше
кабинного. Выпускной клапан под действием кабинного давления
откроется, и воздух из кабины начнет выходить в атмосферу. Пос-
ле того, как давление в кабине установится на требуемом уровне,
перепад давлений на мембране ограничителя придет в норму и
клапан под действием пружины перекроет сообщение полости Е
с атмосферой.
При увеличении избыточного давления в кабине более чем на
485+10 мм рт. ст. (64505+330 Па), загорается (от сигнализатора 8)
светосигнализатор «Предохранительный клапан работает». Если,
несмотря на интенсивный выпуск воздуха из кабины через все от-
крытые выпускные и предохранительные клапаны, избыточное дав-
ление все же будет расти, то при увеличении его до 528±5 мм
рт. ст. (70224±665 Па) (что соответствует перепаду давлений в
0,72 кгс/см2 ( 7,06-104 Па)) отключают подачу воздуха в кабину.
Сигналом о необходимости выключения системы кондиционирова-
ния является загорание (от сигнализатора 8) светосигнализатора
«Перенаддув — Отключи воздуха». Оба светосигнализатора уста-
новлены на правой панели приборной доски пилотов.
'Обратный перепад между кабиной и атмосферой может возник-
нуть при быстром (аварийном) снижении самолета до безопасной
высоты. В этом случае выпускные и предохранительные клапаны,
которые ограничивают обратный перепад величиной не более
15 мм рт. ст. (1995 Па) (—0,02 кгс/см2 (—0,2-104 Па)), открыва-
ются под действием атмосферного давления. При этом воздух из
атмосферы поступает в кабину, предотвращая увеличения обрат-
ного перепада.
5
Принудительная разгерметизация кабины
Для экстренной разгерметизации кабины на самолете имеется
газовая (азотная) система (рис. 2.16), которая обеспечивает;
принудительное полное открытие выпускных и предохранитель-
ных клапанов в наземных условиях (для свободной вентиляции ка-
бины) и в полете;
принудительное полное открытие предохранительных клапанов
при одновременном закрытии выпускных клапанов в случае вы-
нужденной посадки самолета на воду (для обеспечения плавуче-
сти самолета).
В систему входят: баллон 1 с азотом (давление в баллоне
65 кгс/см2 ( 638-104 Па)), кран разгерметизации 5, регулятор из-
быточного давления 3, предохранительный клапан 4 и манометр 2.
Кран разгерметизации имеет три фиксированных положения:
«Разгерметизация», «Герметизация» (исходное положение), «Раз-
герметизация перед посадкой на воду». Конструктивно он объеди-
няет в себе два независимых крана, один из которых — высокого
давления — соединен с баллоном и входным штуцером регулятора
избыточного давления; второй — низкого давления — с выпускны-
ми и предохранительными клапанами.
При установке крана разгерметизации кабины в положение
«Разгерметизация» или «Разгерметизация перед посадкой на воду»
азот из баллона подводится через канал высокого давления крана
к регулятору 3, где его давление снижается до 0,5 кгс/см2 (4,9 X
Х104 Па). Пройдя через регулятор, азот вновь поступает в кран
и через его каналы низкого давления подается на открытие вы-
пускных и предохранительных клапанов при разгерметизации ка-
бины в полете и на земле и на закрытие выпускных и открытие
предохранительных клапанов перед посадкой самолета на воду.
Те и другие клапаны установлены ниж£ ватерлинии. Чтобы при
приводнении самолета в кабину вода не проникла через выпуск-
ные клапаны, последние закрывают. Предохранительные же кла-
паны смонтированы в защитных коробах, которые сообщаются с
кабиной в месте значительно выше ватерлинии.
Для открытия выпускных и предохранительных клапанов сжа-
тый азот подается в их полости через челночные клапаны. Азот,
поступив в челночный клапан 6, воздействует на его мембрану, ко-
торая, преодолевая усилие пружины, опускается на седло вместе
с закрепленным на ней клапаном и закрывает канал, сообщающий
полость Д выпускного клапана 11с кабиной, а в предохранитель-
ном клапане 7 — полость К с кабиной. Пройдя через челночные
клапаны, азот поступает в выпускные (в полость Д) и предохра-
нительные (в полость К) клапаны, открывает их, и воздух из ка-
бины начинает выходить в атмосферу.
В случае посадки самолета на воду, когда необходимо закрыть
выпускные клапаны, сжатый азот из баллона поступает в послед-
ние через перепускные клапаны. Как только он заполнит надмем-
бранную полость перепускного клапана 10 мембрана последнего,
60
о
Ш„ Разгерметизация перед
посадкой на воду"
Н регулятору
(йен оное падле- >
На закрытие выпускных. >
* клапанов
<Огп регулятора (низкое давление'
!' ► На открытие предохрани -
mt ль ныл к пи па нив
Рис. 2.16. Принципиальная схема принудительной разгермети-
зации кабины:
1—баллон с сжатым азотом; 2—манометр; 3—регулятор избыточного
давления; 4—предохранительный клапан 2314А; 5—кран принудитель-
ной разгерметизации кабины; 6—челночный клапан; 7—предохрани-
тельный клапан 2246АТ (№ 1); 8—короб; 9—обратный клапан; 10—
перепускной клапан; //—выпускной клапан № 1; /2-обратный кла-
пан; В, Г, Д, И, А—полости
преодолевая усилие пружины, прогнется и соединенный с нею
клапан перекроет канал, сообщающий с атмосферой полость В
выпускного клапана. Далее сжатый азот, пройдя через перепуск-
ной клапан, подойдет к обратному клапану 9, установленному в
конструкции выпускного, и откроет его. При этом мембрана по-
лости В под давлением поступившего азота выгнется вверх, жест-
ко соединенный с нею клапан отойдет от седла, и сжатый азот по-
ступит в полость Г выпускного клапана. Клапан закроется.
В трубопроводе, на пути азота от регулятора до крана, уста-
новлен предохранительный клапан 4, который ограничивает макси-
мальную величину давления в этом трубопроводе. Исходное поло-
жение клапана — закрытое. В случае увеличения давления свыше
1 ±0,1 кгс/см2 (9,81 -104 ± 0,98 • 104 Па) клапан открывается и избы-
ток воздуха выходит непосредственно в кабину.
Время, необходимое для полного принудительного открытия
или закрытия выпускных и открытия предохранительных клапа-
нов, составляет не более 6 с.
При установке крана в положение «Герметизация» поступление
азота из баллона прекращается и управляющие трубопроводы
клапанов сообщаются (через кран) с атмосферой.
Разгерметизировать кабину на высоте можно и путем установ-
ки задатчика «Избыточное давление» командного прибора на нуль
или переключателя «Ограничение кабинной высоты» в положение
«Откл.».
ТЕПЛОЗВУКОИЗОЛЯЦИЯ САМОЛЕТА
Теплозвукоизоляция самолета является важнейшим элементом
в комплексе средств по созданию пассажирам и членам экипажа
в полете необходимых жизненных условий и комфорта.
В качестве теплозвукоизоляционного материала на самолете
используется стекловолокно АТМ-1 и жесткий пенопласт ППУ-ЗС.
Достаточно высокие тепло- и звукоизоляционные качества этих
материалов позволили получить:
оптимальную температуру внутренней отделки пассажирских
салонов (на ~3° ниже температуры воздуха в салонах), что ис-
ключило неприятное ощущение холодного борта;
соответствующий нормативным требованиям уровень шума в
пассажирских салонах и кабине экипажа.
Теплозвукоизоляция уложена без воздушной прослойки, что
упрощает ее монтаж на самолете. Толщина уложенных слоев обес-
печила соответствующее тепловое сопротивление, при котором об-
разование конденсата на их поверхности исключается.
Теплозвукоизолирующее покрытие — съемное, оно уложено по
всей герметичной части фюзеляжа, от шп. № 2 и до шп. № 85,
включая окна, входные двери, двери запасного и аварийных выхо-
дов, дверь для загрузки буфета, люки всех багажных помещений
и люк буфета (рис. 2.17).
Герметичная кабина. Почти на всем протяжении герметичной'
кабины теплозвукоизоляция состоит из двух слоев АТМ-1.
62
Рис. 2.17. Схема теплозвукоизоляции самолета:
/_наруЖНая обшивка; 2—первый слой теплозвукоизоляции; 3— второй слой теплозвукоизоляции; 4—рейка; 5—липкая лента; 6—капроновая
лента; 7—козырек; 8— передняя входная дверь; 9—дверь запасного выхода; 10—дверь буфета; //—задняя входная дверь; /2—аварийные
выходы; 13—люк багажного помещения № 3; 14—люк багажного помещения № 2; /5—люк буфета; 16—люк багажного помещения № 1
Первый слой изоляции (слой, прилегающий к обшивке фюзе-
ляжа) выполнен в виде отдельных панелей (форматок), уложен-
ных в ячейки между стрингерами и шпангоутами. Форматки наде-
ваются на полки средних стрингеров и липкой лентой прикрепля-
ются к козырькам двух крайних стрингеров и двух шпангоутов.
К обшивке они прикреплены полиизобутиленовым клеем. Второй
слой изоляции из стекловолокна АТМ-1 в виде панелей уложен на
первый и крепится липкой лентой к козырькам пенопластовых ре-
ек, установленных на обода шпангоутов. Между собой панели сое-
диняются встык и по стыку проклеиваются липкой лентой. Липкая
лента предохраняет также теплозвукоизоляцию от проникновения
в нее влаги в местах крепления. На ряде участков второй слой
дополнительно укрепляется капроновой лентой. Стекловолокно по-
ставляется в виде матов, облицованных с обеих сторон негорючей
водонепроницаемой стеклолакотканью СТФ. Козырьки изготовле-
ны из прорезиненной материи НТ-7.
Теплозвукоизолирующие слои уложены в герметичной кабине
следующим образом.
Участок фюзеляжа между шп. № 2—13. На этом участке рас-
положена кабина экипажа (шп. № 2—11) и часть переднего вес-
тибюля (шп. № 11 —13). Слои теплозвукоизоляции уложены на
этом участке по контуру верхней части фюзеляжа и до наклонно-
го днища отсека передней опоры шасси; первый слой изоляции из
стекловолокна толщиной 35 мм — ATM-1-35, второй — толщиной
20 мм —ATM-1-20.
Наклонное днише и стенка шп. № 2 теплозвукоизолированы с
обеих сторон пенопластовыми плитами толщиной 15 мм. В подполь-
ной части изоляция из стекловолокна толщиной 35 мм уложена по
стенкам шп. № И и 13 со стороны отсека, в котором установлены
выпускной и предохранительный клапаны системы регулирования
давления воздуха. Причем на тех участках стенок, где имеются от-
верстия для прохождения коммуникаций, вместо стекловолокна
наклеены пенопластовые плиты толщиной 35 мм.
Участок фюзеляжа между шп. № 13—75. На этом участке рас-
положены: часть переднего вестибюля (шп. № 13—15), передний
пассажирский салон (шп. № 15—35), буфет (шп. № 35—43), зад-
ний пассажирский салон (шп. № 43—75). Теплозвукоизоляция
этого участка на всем протяжении, кроме зоны между шп. 41—42,
двухслойная из тридцатипятимиллиметрового стекловолокна. Меж-
ду шп. № 41—42 по обоим бортам фюзеляжа, где проходят коро-
ба системы кондиционирования воздуха, теплозвукоизоляция со-
стоит из одного слоя стекловолокна толщиной 35 мм.
Со стороны центроплана и отсека основных опор шасси (шп.
№ 42—63) герметичная кабина теплозвукоизолирована двумя сло-
ями стекловолокна толщиной 35 и 20 мм. Причем на этом участке,
в районе балок № 1 для обеспечения зазора между теплозвукоизо-
ляцией и подвижными элементами управления самолетом и дви-
гателями установлены пенопластовые плиты толщиной 25 мм.
В местах непосредственного прохождения тросов управления (шп.
64
№ 47—52 и шп. № 56—63) на участке шириной —-'100 мм слева и
справа от оси симметрии самолета изоляцию не устанавливают.
Стекловолокно и пенопластовые плиты ставят в этой зоне только
со стороны герметичной кабины.
Теплозвукоизолированы со стороны герметичной кабины стенка
по шп. № 42 (передняя стенка центроплана) и с обеих сторон
стенка по шп. № 63 (задняя стенка центроплана). Изоляция всей
задней стенки, а передней только в местах прохождения гермо-
разъемов выполнена из пенопластовых плит толщиной 15 мм. На
остальной части стенки шп. № 42 уложен слой стекловолокна тол-
щиной 35 мм.
Боковые стенки силовых шпангоутов (шп. № 46, 51, 56, 60, 61,
63) в надпольной части герметичной кабины в зоне от стрингера
№ 18 и до пола оклеены пенопластовыми плитами: с внешней
стороны (со стороны кабины) толщиной 6 мм, с внутренней —
толщиной 15 мм с отверстиями под ленты крепления.
Участок фюзеляжа между шп. № 75—85. В этой части герме-
тичной кабины расположен технический отсек и багажное поме-
щение № 3. Здесь теплозвукоизоляция состоит, кроме мест уста-
новки герморазъемов и ШРов, из двух слоев стекловолокна тол-
щиной 35 мм, уложенных по всему контуру отсека. Первый слой
проходит до пола багажного помещения (стрингеры № 31-0-31),
второй — уложен между стрингерами № 24-0-24.
Зоны установки герморазъемов и ШРов расположены между
стрингерами № 14—17 по обоим бортам отсека, почти по всей его
длине: с левого борта между шп. № 75—82, с правого — между
шп. № 75—84. В этих местах наклеены в два слоя пенопластовые
плиты толщиной по 15 мм. Стенка шп. № 85, ограничивающего
герметичную кабину, теплозвукоизолирована одним слоем стекло-
волокна толщиной 35 мм.
Двери, крышки люков и окна герметичной кабины. В герметич-
ной кабине теплозвукоизолированы входные двери, дверь запасно-
го выхода, двери аварийных выходов, оконные панели, люки ба-
гажных помещений, дверь и люк буфета. Для этого используются
стекловолокно толщиной 20 и 35 мм и пенопластовые плиты.
Теплозвукоизолирующие слои соединяются с элементами кар-
каса дверей и люков следующим образом. Форматки стекловолок-
на, облицованные с обеих сторон стеклолакотканью, приклеивают
к наружной стенке дверей и люков полиизобутиленовым клеем.
Кроме того, форматки с помощью пенопластовых реек и липких
лент закреплены на поперечных элементах каркаса дверей и лю-
ков. Пенопластовые рейки и пенопластовые плиты приклеивают к
каркасу резиновым клеем.
Оконные панели выложены изнутри стекловолокном толщиной
35 мм. Изоляция приклеена к стенке полиизобутиленовым клеем.
Такой же слой изоляции уложен по всему периметру окон.
3 1252
65
КИСЛОРОДНАЯ СИСТЕМА
Кислородная система входит в комплекс средств по созданию
пассажирам и членам экипажа в полете необходимых жизненных
условий и комфорта.
Кислородная система самолета (рис. 2.18, 2.19) состоит из ста-
ционарного и переносного кислородного оборудования.
Стационарное оборудование предназначено для питания кисло-
родом:
пилота, пилотирующего самолет;
любого из членов экипажа (обоих пилотов, штурмана, радис-
та, бортинженера, лидеровщика * и бортпроводников) в терапев-
тических целях;
всех членов экипажа в аварийной ситуации (разгерметизация
кабины) для снижения до безопасной высоты ~4000 м.
Переносное оборудование предназначено для питания кисло-
родом:
любого из пассажиров в терапевтических целях;
.любого из членов экипажа и бортпроводников при необходимо-
сти передвижения по самолету в случае разгерметизации кабины.
На самолете использована кислородная система на газообраз-
ном кислороде низкого давления (30 кгс/см2) (294,3-104 Па).
Стационарное кислородное оборудование
Кислородные баллоны КБ-1 вместимостью по 36 л . . . 4 шт.
Кислородные приборы индивидуального пользования
КП-24М................................................. 8 »
Индикаторы кислорода ИП (из комплекта КП-24М) . . 8 »
Кислородные маски КМ-32АГ (с масочной гарнитурой МГ-2
и радиогарнитурой АГ-2) для пилотов, штурмана, радиста и
лидеровщика........................................... 5 »
Кислородные маски КМ-16Н-Ил для бортинженера и борт-
проводников ........................................... 3 »
Сумки для кислородных масок:
КМ-32АГ.............................................. 5 »
КМ-16Н-Ил.......................................... 3 »
Манометры МА-60...................................... 2 »
Редуктор КР-15 (понижающий давление со 150 до
30 кгс/см2)............................................ 1 »
Вентили КВ-5........................................ 3 »
Шланги КШ-24П . .................................. 8 »
Зарядный штуцер 1425 ................................ 1 »
Стравливающая заглушка.............................. 1 »
Переносное кислородное оборудование
Кислородные баллоны КБ-3 вместимостью по 1,76 л . . 25 шт.
Переносные кислородные приборы КП-19 для членов эки-
пажа .................................................. 2 »
* Лидеровщика включают в состав экипажа при выполнении специальных
полетов на международных авиалиниях.
€6
Пр cl выH пилот Бортинженер Радист
1 21 20 10 18 /7 18 К) 1н
Рис. 2.18. Принципиальная схема кислородной системы:
;—переносной кислородный баллон; 2—переносной кислородный прибор КП-21;. 3—кислородная маска КМ-15И; 4—вентиль; 5—стационар-
ные кислородные баллоны; 6—зарядный щиток; 7—понижающий редуктор; 8—манометр; 9—зарядный штуцер; 10—кислородная маска
КМ-16Н-Ил; И—щиток зарядки переносных баллонов и стравливания кислорода из стационарных баллонов; 12—зарядный шланг; 13-^
стравливающая заглушка; 14—радиогарнитура; 15—кислородная маска КМ-32АГ с масочной гарнитурой; 16—зажим для крепления к одеж-
де; /7—сумка для кислородной маски; 18—шланг КШ-24П; /9—кислородный прибор индивидуального пользования КП-24М; 20—индикатор
кислорода; 2/—лямка; 22—переносной кислородный прибор КП-|9
GO
20 19
Рис. 2.19. Монтажная схема кислородной системы (обозначение позиций с 1 по 22 включительно см. в подписях к рис.
2.18):
23—качалка; 24—кран аварийной подачи кислорода; 25—маховичок ручного регулятора; 26—рукоятка дистанционного управления ава-
рийной подачей кислорода; 27—рукоятка ручного выключателя подсоса воздуха; 28—каркас пульта
Переносные кислородные приборы КП-19 для бортпровод-
ников ................................................... 6 шт.
Переносные кислородные приборы КП-21 для пассажиров 17 »
Кислородные маски КМ-16Н-Ил для бортпроводников . . 6 »
Кислородные маски КМ-15И (с индикаторами потока в
шланге) для пассажиров.................................. 17 »
Сумки для кислородных масок:
КМ-16Н-Ил..................................।............ 6 »
КМ-15И................................................ 17 »
В комплект кислородного оборудования каждого члена экипа-
жа— пилотов, штурмана, радиста и лидеровщика входит: кисло-
родный прибор индивидуального пользования 19 (см. рис. 2.18),
индикатор кислорода 20, кислородная маска 15 типа КМ-32АГ с
масочной гарнитурой и радиогарнитурой 14. У бортинженера —
все то же оборудование, но кислородная маска типа КМ-16Н-Ил.
Кислородное оборудование каждого члена экипажа расположе-
но на рабочем месте, кислородная маска хранится в сумке, ко-
торая находится в кармане на спинке его кресла, кроме борт-
инженера, чья маска хранится в кармане на спинке кресла право-
го пилота.
Два кислородных прибора бортпроводников расположены в
специальной ячейке левой стойки буфета. Здесь же находятся их
сумки с масками.
Кислородные маски присоединяются к кислородным приборам
с помощью шлангов 18. Один конец шланга подстыкован к шту-
церу кислородного прибора 19, а второй, в нерабочем положении,
закреплен (кроме шланга правого пилота и шлангов бортпровод-
ников) в соответствующем месте кабины экипажа пружинящими
скобами-лирами. Шланг правого пилота укладывают в ящик бор-
тового пульта, рядом с кислородным прибором, шланги бортпро-
водников— в ячейку буфетной стойки, где установлены кислород-
ные приборы.
Стационарные баллоны и зарядный щиток установлены в перед-
нем багажно-грузовом помещении, переносные баллоны — в пас-
сажирских салонах и служебных помещениях.
Стационарная система питания кислородом
Стационарные баллоны 5 (см. рис. 2.18) соединяются с кисло-
родным оборудованием членов экипажа и бортпроводников по од-
нопроводной схеме.
Путь кислорода от стационарных баллонов до прибора инди-
видуального пользования КП-24М (19) и порядок поступления его
в кислородную маску совершенно одинаковы для каждого члена
экипажа и бортпроводника. Одновременная подача кислорода во
все кислородные приборы начинается при повороте до упора вен-
тиля 4 на панели правого пульта пилота в положение «Открыть».
Индикатор 20 сигнализирует о поступлении кислорода в кислород-
ный прибор. По шлангу 18 кислород поступает в шланг маски, а
затем и в саму маску.
69
10
Рис. 2.20. Конструктивная схема кислородного прибора индивидуального поль-
зования КП-24М:
/—предохранительный клапан; 2—мембрана редуктора; 3—редуктор; 4—входной штуцер;
5—клапан редуктора; 6—кран аварийной подачи кислорода; 7—корпус; 8—запорно-пусковой
клапан; 9—перекрывающий клапан; 10—индикатор кислорода; //—ручной регулятор избы-
точного давления; /2—рычаг; 13—регулирующий клапан; 14—вакуумный клапан; 15—эжек-
тор; 16—мембрана механизма основного легочного автомата; /7—механизм основного ле-
гочного автомата; 18—шланг КШ-24П; 19—ручной выключатель подсоса воздуха; 20—
основной автомат подсоса воздуха; 2/—клапан автомата дополнительного подсоса возду-
ха; 22—мембрана механизма выключения дополнительной подачи кислорода; 23—автомат
дополнительного подсоса воздуха; 24—механизм дополнительной подачи кислорода; 25—
клапан механизма дополнительной подачи кислорода; 26—клапан механизма выключения
дополнительной подачи кислорода; 27—клапан механизма основного легочного автомата;
Л—надмембранная полость; Б—подмембранная полость; В, Г, Д, Е—каналы
Кислородный прибор КП-24М легочно-автоматического дейст-
вия конструктивно состоит из следующих основных узлов (рис.
2.20) :
входного штуцера 4, с помощью которого кислород подводится
к редуктору прибора 3, и крана аварийной подачи 6, обеспечиваю-
щего питание кислородом при отказе в работе легочного автомата;
редуктора, понижающего давление подводимого кислорода с
30 кгс/см2 (294,3-104 Па) до 6—3 кгс/см2 (58,86-104—29,43X
ХЮ4 Па);
механизма легочного автомата 17 (основного), предназначен-
ного для подачи кислорода в момент вдоха и прекращения подачи
в момент выдоха;
эжектора 15 для подсоса воздуха в прибор из атмосферы и для
создания разрежения в подмембранном пространстве;
основного автомата подсоса воздуха 20, предназначенного для
регулирования количества подсасываемого из атмосферы воздуха
на высотах полета до 10000 м и прекращения подсоса воздуха на
высотах свыше 10000 м;
70
автомата дополнительного подсоса воздуха 23 для регулирова-
ния количества подсасываемого воздуха из атмосферы непосред-
ственно в подмембранную полость прибора, минуя эжектор, до
высоты полета 2000 м. На земле клапан автомата закрыт, т. е.
подсос отключен;
ручного выключателя 19 для прекращения подсоса атмосферно-
го воздуха, когда необходимо дышать чистым кислородом;
механизма дополнительной подачи кислорода 24, обеспечива-
ющего питание кислородом летного состава на высотах полета от
5000 до 8000 м в случае негерметичного прилегания маски к
лицу;
механизма выключения дополнительной подачи кислорода 21,
который при герметичной системе дыхания на высотах полета от
5000 до 8000 м (после включения в работу механизма дополни-
тельной подачи) выполняет роль дополнительного легочного ав-
томата;
механизма автоматического регулирования избыточного давле-
ния, создающего в млеке (на высотах 11000—13000 м) избыточное
давление кислорода, которое возрастает с увеличением высоты
подъема и обеспечивает в легких человека необходимое парциаль-
ное давление кислорода;
корпуса 7, предназначенного для скрепления всех деталей и уз-
лов прибора и создания необходимых полостей и проходов для
кислорода;
ручного регулятора 11 для создания избыточного давления в
приборе и маске при проверке качества подгонки маски и герме-
тичности системы в наземных условиях.
Управление кислородным прибором осуществляется краном
аварийной подачи, рукояткой ручного выключения подсоса возду-
ха и маховичком ручного регулятора. Рукоятки тросового управ-
ления краном аварийной подачи под трафаретом «Кислород ава-
рийно» выведены на панель бортовых пультов (см. рис. 2.19).
Принцип работы прибора состоит в следующем. Кислород от
стационарных баллонов с давлением 30 кгс/см2 (294,3-104 Па) по-
ступает через входной штуцер в редуктор, понижающий давление
кислорода до 6—3 кгс/см2 (58,86-104—29,43-104 Па) (см. рис.
2.20). При вдохе в маске, шланге и корпусе прибора создается
разрежение, вследствие чего мембрана 16 легочного автомата,
прогибаясь вниз, нажимает на плечо рычага 12, который переме-
щает клапан 27 вверх; мембрана 2 редуктора, выгибаясь вверх,
через систему рычаг — толкатель отводит клапан 5 от седла. При
этом открывается линия подачи кислорода в индикатор, шланг и,
следовательно, в кислородную маску. Для более экономного рас-
ходования кислорода из стационарных баллонов осуществлен под-
сос воздуха из атмосферы. Атмосферный воздух поступает через
основной автомат подсоса, работающий до высоты 10000 м, и до-
полнительный автомат подсоса, работающий до высоты 2000 м.
Путь поступления воздуха таков: в момент вдоха в подмембран-
71
ной полости Б прибора над основным автоматом подсоса созда-
стся разрежение, и атмосферный воздух при открытом выключате-
ле (ручном) автомата подсоса попадает в полость этого автомата.
Часть его поступает в эжектор 15 и смешивается с кислородом, ос-
тальной воздух, пройдя через проходные отверстия клапана 21
автомата дополнительного подсоса воздуха, поступает непосред-
ственно в подмембранную полость прибора. Количество добавля-
емого атмосферного воздуха регулируется по высотам с помощью
анероидов.
Начиная с высоты 2000 м анероид дополнительного автомата
подсоса воздуха перекрывает проходные отверстия последнего и
с этого момента и до высоты 10000 м атмосферный воздух посту-
пает только через основной автомат подсоса. Если необходимо
пользоваться чистым кислородом, ручным выключателем подсоса
перекрывают поступление воздуха из атмосферы.
Во время выдоха клапан 27 легочного автомата закрывается,
кислород, поступающий в полость редуктора, не имея расхода,
сжимается и давит на мембрану 2. При этом она прогибается вниз
и через систему рычаг — толкатель закрывает клапан 5 редуктора.
Поступление кислорода в прибор прекращается.
На высотах от 5000 и до 8000 м при негерметичном прилегании
маски к лицу вступает в работу механизм дополнительной подачи
кислорода 24. До высоты 5000 м клапан 25 механизма плотно при-
жат к седлу. С высоты 5000 м чувствительный элемент механиз-
ма— анероид — начинает расширяться и через систему мембра-
на— толкатель отжимает клапан от седла. При этом кислород
устремляется непрерывным потоком из полости редуктора через
дюзу и образовавшийся зазор между клапаном механизма и сед-
лом в канал В, а затем под клапан 26 механизма выключения
дополнительной подачи. Последний при негерметичной маске от-
крыт все время. Далее кислород, пройдя по каналу Г, поступает
в эжектор, где к нему подмешивается (при открытом автомате
подсоса воздуха) атмосферный воздух. Смесь воздуха поступает
в шланг и маску. Если маска герметична, механизм дополнитель-
ной подачи работает по принципу легочного автомата и клапан
26 будет открываться только при вдохе, т. е. в данном случае
механизм дополнительной подачи будет играть роль дополнитель-
ного легочного автомата.
На высотах 11000—13000 м начинает работать механизм ав-
томатического регулирования избыточного давления. С его помо-
щью в маске создается избыточное давление, которое возрастает
с увеличением высоты подъема и обеспечивает поддержание в
легких человека необходимого парциального давления кислорода.
Механизм состоит из запорно-пускового 8, перекрывающего 9 и
регулирующего 13 клапанов.
При необходимости (плохом самочувствии или отказе в рабо-
те легочного автомата) можно включить краном 6 «Авария» ава-
рийную подачу кислорода. В этом случае кислород будет посту-
пать непрерывным потоком из полости редуктора через дюзу в
72
каналы Д и Е, затем в подмембранную полость прибора, а из нее
в шланг и маску.
Избыточное давление в полости прибора (свыше 800 мм вод.
ст.) (7848 Па) стравливается в атмосферу предохранительным
клапаном 1.
При возникновении в надмембранной полости А разрежения
20—40 мм вод. ст. (196,2—392,4 Па) открывается вакуумный кла-
пан 14. Это предохраняет мембрану 16 от воздействия чрезмерно-
го разрежения и способствует уменьшению сопротивления вдоху.
Переносная система питания кислородом
Переносные баллоны с установленными на них приборами
КП-19 являются автономными источниками питания кислородом
членов экипажа и бортпроводников, а с приборами КП-21 — авто-
номными источниками питания кислородом пассажиров. В этом
случае шланг кислородной маски присоединяют к выходному шту-
церу соответствующего прибора и, поставив запорный вентиль при-
бора в положение «Открыть», включают подачу кислорода из бал-
лона в маску.
При пользовании переносным прибором необходимо системати-
чески следить за запасом кислорода в баллоне, и в случае пони-
жения давления в нем (которое контролируется по манометру
прибора) до 5—8 кгс/см2 ( 49-104—78,5-104 Па) производить доза-
рядку баллона от самолетной кислородной системы.
Прибор КП-19 представляет собой легочный автомат (со встро-
енным редуктором), который подает чистый кислород или его
смесь с воздухом в кислородную маску только в момент вдоха в
количестве, зависящем от легочной вентиляции. Состав газовой
смеси регулируется автоматически в зависимости от высоты по-
лета. Рукоятка подсоса воздуха, которая имеет два положения
«Чистый кислород» и «Смесь», в полете обычно находится в по-
ложении «Смесь». В этом случае до высоты полета ~9000 м в
кислородную маску поступает смесь кислорода с кабинным воз-
духом. Начиная с высоты ~9000 м отверстие подсоса перекрыва-
ется клапаном, и в маску будет поступать чистый кислород.
В приборе есть вентиль, которым включают в необходимых слу-
чаях аварийную, дополнительную, подачу кислорода из полости
редуктора в корпус прибора через самостоятельный канал. Редук-
тор ппибора понижает давление кислорода, заряжающего баллон,
с 30 кгс/см2 ( 294,3-104 Па) до 0,5—1,0 кгс/см2 (4.9-104—9,8Х
X Ю4 Па) перед подачей его в кислородную маску.
Прибор КП-21 непрерывно подает кислород в кислородную
маску. Подача кислорода по высотам регулируется автоматически
анероидом, т. е. чувствительным элементом редуктора II ступени.
В конструкции прибора имеется два редуктора, соединенных по-
следовательно, из них: редуктор I ступени снижает давление кис-
лорода, поступающего из баллона, с 30 до 8 кгс/см2 (с 294,3-104
до 78,5-104 Па); редуктор II ступени — до величины, которая обес-
73
печивает необходимую подачу кислорода в зависимости от высо-
ты полета.
В случае отказа в работе автоматической части прибора пре-
дусмотрен вентиль, которым включают аварийную подачу кисло-
рода поворотом до упора его маховичка в направлении, указан-
ном стрелкой на маховичке.
Зарядка кислородной системы
Стационарные баллоны заряжают газообразным медицинским
кислородом (сорт 1 ГОСТ 5583—78) от наземных источников. За-
рядку производят через штуцер, установленный на зарядном щит-
ке 6 (см. рис. 2.18). Штуцер трубопроводом соединен с вентилем
«Подача кислорода в баллоны», который при зарядке устанавли-
вают в положение «Открыть». Кислород, поступающий от назем-
ного источника питания, имеет давление 150 кгс/см2 (1471,5Х
X Ю4 Па), рабочее давление самолетной кислородной системы рав-
но 30 кгс/см2 (294,3-104 Па). В связи с этим в трубопроводе за-
рядки, на участке между зарядным штуцером и вентилем, вклю-
чающим подачу кислорода в стационарные баллоны, установлен
понижающий редуктор. Давление за редуктором контролируется
по манометру «Давление кислорода за редуктором» на зарядном
щитке.
Все стационарные баллоны заряжаются одновременно. В это
же время заряжают поочередно и все переносные баллоны. Для
этого каждый переносной баллон подсоединяют к шлангу 1695,
предварительно сняв с последнего заглушку, и открывают вентиль
на щитке зарядки переносных баллонов и вентиль на кислородном
приборе переносного баллона. Давление при зарядке проверяется:
в стационарных баллонах — по манометру на правом пульте пило-
та, в переносных баллонах — по манометрам приборов КП-21 и
КП-19.
Шланг 1695 используют и для стравливания кислорода из
стационарных баллонов за борт самолета. Для этого к шлангу
присоединяют стравливающую заглушку, открывают тот же вен-
тиль, которым пользуются при зарядке переносных баллонов, и
по манометру в кабине экипажа следят за падением давления в
стационарных баллонах. Для стравливания кислорода из перенос-
ных баллонов к переносному прибору этого баллона присоединяют
кислородную маску, и, открыв вентиль на приборе, следят по
манометру прибора за падением давления в баллоне.
74
Глава 3
ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
При полетах в сложных метеорологических условиях на пе-
редних кромках крыла и оперения, воздухозаборниках, коках и
направляющих аппаратах двигателей, смотровых стеклах фонаря
кабины экипажа и других находящихся в воздушном потоке эле-
ментов самолета образуются наросты льда, которые отрицательно
влияют на его аэродинамические характеристики.
Поэтому вопросу защиты самолета от обледенения придавалось
и придается большое значение. Были разработаны различные
типы противообледенительных систем, из которых широкое при-
менение в практике получили тепловые. Как показала эксплуата-
ция, эти системы являются более экономичными и надежными в
работе.
Тепловые противообледенительные системы используют для
своей работы горячий воздух (воздушно-тепловые противообледе-
нители), источником которого являются двигатели.
Принцип действия противообледенителей основан на том, что-
бы путем нагревания повысить температуру защищаемых от об-
леденения поверхностей до положительной, вследствие чего обра-
зование на этих поверхностях льда становится невозможным, а
ранее отложившийся лед сбрасывается.
Самолет Ил-62 оборудован комбинированной воздушно-элек-
тротепловой противообледенительной системой (рис. 3.1). От об-
леденения на нем защищены: крыло и оперение, воздухозаборни-
ки, направляющие аппараты и коки двигателей, четыре передних
стекла кабины экипажа, приемники полного давления*, а также
воздухозаборники радиаторов системы кондиционирования, рас-
положенные в корневой части крыла.
Противообледенительная система включается вручную и рабо-
тает автоматически. О необходимости ее включения предупреж-
дает система сигнализации обледенения двигателя или самолета.
Элементы управления, контроля и сигнализации расположены в
кабине экипажа (рис. 3.2).
* Описание системы обогрева приемника полного давления см. в гл. И.
75
Рис. 3.1. Принципиальная схема противообледенительной системы:
1—ось переднего лонжерона крыла; 2—эжектор; 3—электромагнитный переключатель; 4—
электропневматическая заслонка; обогревный (противообледенительный) носок;. 6—посто-
янно действующий тепловой «нож»; 7—приемник из комплекта термометра воздуха; 8—
отверстия (жалюзи) для выхода отработанного воздуха; 9—программные коммутаторы
противообледенителей крыла; 10—визуальный сигнализатор обледенения; 11—электрообо-
греваемое стекло ЭК-28А; 12—электрообогреваемые стекла ЭК-29Б; 13—электрообогреваемая
форточка; 14—регуляторы температуры; 15—датчик сигнализатора обледенения СО-2Ил;
16—программный механизм противообледенителей крыла; 17—противообледенительный но-
сок воздухозаборника радиатора системы кондиционирования воздуха; 18—обратный кла-
пан; 19—перекрывные заслонки противообледенителей крыла; 20—разделительная заслонка;
21—сигнализатор-датчик обледенения ДО-206-2; 22—короб; 23—противообледенительный но-
сок воздухозаборника двигателя; 24—компенсатор; 25—перекрывная заслонка; 26—фланец
отбора воздуха от девятой ступени компрессора двигателя; 27—агрегаты и трубопроводы
76
Киль
Узел В
системы кондиционирования воздуха; 28—программный механизм противообледенителей
оперения; 29—ось переднего лонжерона стабилизатора; 30—основная перекрывная заслонка
противообледенителей оперения; 31— дублирующая перекрывная заслонка противообледе-
нителей оперения; 32—компенсатор; 33—ось переднего лонжерона киля; 34—поворотное сое-
динение; 35—внутренняя обшивка; 36—наружная обшивка; 31—вертикальная стенка; 38—
труба; 39—муфта; 40—хомут; 41—эжектор; 42—рабочий канал; 43—тепловой канал; 44— па-
трубок эжектора; 45—корпус; 46—уплотнительные кольца; 47—вкладыш; 48—поршень; 49—
цилиндр
77
ИбЛЕДЕ-
НЕМ.1ДВ.
Обледе-
НЕН.Щ.
Об лед е-
НЕНИДВ.
ОбЛЕДЕ-
НЕН.ДДВ
ОБЛЕДЕНЕН.
САМОЛЕТА
Рис. 3.2. Размещение в кабине экипажа приборов контроля, элементов управления и сигнализации противообледенительной
системы:
/—светосигнальное табло; 2—панель системы противообледенителей; 3—панель с приборами противообледенительной системы
Основные данные системы
Высотность работы противообледенителей при полетах с
3-мя и 4-мя работающими двигателями и температуре на-
ружного воздуха до —20°С:
крыла и оперения, м............................... до 8000
воздухозаборников двигателей, м . ................ до 13000
Температура воздуха в трубопроводах:
перед эжекторами.................................... до -+-300°С
за эжекторами, на входе в тепловые «ножи» и тепловые
камеры............................................ до +200°С
Максимальное избыточное давление воздуха в трубопрово-
дах (до эжекторов), кгс/см2 (Па)...................... 12(117,7Х
ХЮ4)
Напряжение питания электронагревательных элементов об-
зорных и боковых стекол и форточек, В................. ~200±15
В состав системы входят:
Сигнализаторы-датчики обледенения ДО-206-2
(на двигателях)..................................... 4 шт.
Блоки автоматики БА-137.......................... . . 4 »
Сигнализатор-интенсиметр обледенения СО-2Ил.........комплект
в том числе:
датчик РР-31Т..................................... 1 шт.
блок контакторов РР-34Т........................... 1 »
электронный блок ЭП-396Т.......................... 1 »
указатель «Лед» (И-32)............................ 1 »
Визуальный сигнализатор обледенения — штырь с деле-
ниями ................................... 1 шт.
Противообледенители крыла
Перекрывные заслонки 2574 с электромеханизмами
МПК-13АТВ............................................. 2 шт.
Разделительная заслонка 4074 с электромеханизмом
МПК-13АТВ................................................ 1 »
Электропневматические заслонки 2418А ............... 6 »
Электромагнитные переключатели 4073Т................ 6 »
Программный механизм ПМК-62-150 ....................... 1 »
Программные коммутаторы ПКСК-62..................... 2 »
Эжекторы............................................ 22 »
Компенсаторы........................................ 18 »
Обратные клапаны 2266 .............................. 2 »
Противообледенители оперения
Перекрывные заслонки 4074 с электромеханизмами
МПК-13АТВ............................. ............... 2 шт.
Электропневматические заслонки 2418А ............... 5 »
Электромагнитные переключатели 4073Т................ 5 »
Программный механизм ПМК-62-150 .................... 1 »
Поворотное соединение .............................. 1 »
Эжекторы..................'......................... 11»
Компенсаторы........................................ 3 »
Обратные клапаны.................................... 2 »
79
Противообледенители воздухозаборников, коков
и направляющих аппаратов двигателей
Перекрывные заслонки 1884 с электромеханизмами МЗК-2 4 ,шт.
Эжекторы............................................ 4 »
Компенсаторы........................................ 4 »
Противообледенители стекол и форточек
Обзорные стекла ЭК-29Б.............................. 2 шт.
Боковые стекла ЭК-28А................................. 2 >
Форточки ЭК-30........................................ 2 »
Регуляторы ТЭР-1М температуры обогрева стекол ... 6 г
Концевые выключатели В-601 ........................... 2 »
Контрольные приборы
Термометр 2ТУЭ-477К.................................. комплект
в том числе:
двухстрелочный указатель 2ТУЭ-477К.................. 1 шт.
приемники П-77..................................... 2 »
Светосигнальные табло................................ комплект
ОБНАРУЖЕНИЕ ОБЛЕДЕНЕНИЯ САМОЛЕТА
Для предупреждения экипажа о начавшемся обледенении са-
молета и необходимости включения системы противообледенителей
используются сигнализаторы обледенения ДО-206-2, сигнализатор-
интенсиметр обледенения СО-2Ил и визуальный сигнализатор (см.
рис. 3.1). Кроме этого, для непосредственного осмотра членами
экипажа обогреваемых поверхностей крыла, оперения и воздухо-
заборников двигателей при полетах в ночное время предусмотре-
ны смотровые окна и фары подсвета.
Сигнализатор обледенения ДО-206-2 (рис. 3.3) установлен в зоне раннего
обледенения между лопатками входного направляющего аппарата (ВНА) дви-
гателя. Он обеспечивает выдачу светового мигающего сигнала «Обледенение
двигателя», предупреждая экипаж о начале обледенения самолета.
Конструктивно сигнализатор состоит из двух приемников — рабочего и эта-
лонного, резистора (добавочного сопротивления), сигнализатора перепада дав-
лений. Каждый приемник представляет собой полый цилиндр-кожух с отверсти-
ями (заборными и выходными) малого диаметра, воспринимающими воздуш-
ный скоростной напор. Внутри его помещен нагреватель, который создает цик-
лическую работу сигнализатора, т. е. с его помощью заборные отверстия осво-
бождаются от пленки льда через определенные промежутки времени. Отверстия
в каркасе нагревателя точно совпадают с соответствующими отверстиями ко-
жуха. Приемники в конструктивном отношении совершенно одинаковы н от-
личаются друг от друга только числом и размером заборных и выходных отвер-
стий.
Резистор — это тонкостенный стальной кожух, внутри которого находится
сопротивление, обеспечивающее постоянное электропитание нагревателя эталон-
ного приемника. В корпусе сигнализатора размещены: чувствительный элемент —
две манометрические коробки, кривошипно-шатунный передаточный механизм
и контактная группа.
Работа сигнализатора основана на использовании упругих свойств чувстви-
тельного элемента, который при изменении перепада давлений между рабочим
и эталонным приемниками размыкает или замыкает электрическую цепь сигналь-
ной лампы.
80
оо
Рис. 3.3. Сигнализатор обледенения ДО-206-2 (установка и функциональная схема):
/—сигнализатор ДО-206-2; 2—входной направляющий аппарат; 3—нагревательный элемент; 4—трубка; 5—выходное отверстие; 6—крышка;
7—кожух; 8—заборные отверстия; 9—корпус; 10—манометрическая коробка; //-кривошипно-шатунный передаточный механизм; 12—
щетка; 13—контактная пластина; 14—реле; /5—лампа, сигнализирующая о начале обледенения двигателя; /6—сопротивление; /7—рабочий
датчик (приемник); 18—эталонный датчик (приемник); рь р2—давления внутри датчика
Площади сечения отверстий подобраны так, что при наличии воздушного
потока внутри приемников создается перепад давлений относительно статичес-
кого давления, причем в рабочем приемнике перепад давлений несколько пре-
вышает перепад давлений в эталонном приемнике (Р1>Рг)- Давление от рабо-
чего приемника поступает в полость корпуса сигнализатора перепада давлений,
а от эталонного — в манометрические коробки. При отсутствии обледенения,
т. е. при pi>p2, манометрические коробки находятся в равновесии — электри-
ческие контакты разомкнуты.
При полете в зоне обледенения отверстия рабочего приемника закрываются
пленкой льда, а эталонного остаются открытыми благодаря постоянной работе
его нагревателя. В результате этого давление в первом приемнике падает,
во втором — остается без изменения. Возникший перепад воспринимается мано-
метрическими коробками, которые через кривошипно-шатунный передаточный
механизм и контактную группу замыкает электроцепь реле. Реле, срабатывая,
включает светосигнализатор «Обледенение двигателя» и нагреватель рабочего
приемника. Под действием тепла, выделяемого нагревателем, лед стаивает, от-
верстия рабочего приемника открываются и между ними и эталонным приемни-
ком восстанавливается прежний перепад давлений (pi>pi)- Светосигнализатор
и нагреватель рабочего приемника выключаются; при этом сигнализатор будет
снова приведен в исходное положение. Если к этому времени самолет не вый-
дет из зоны обледенения, то отверстия рабочего приемника снова подвергнутся
обледенению, цикл повторится. Таким образом, при прохождении .зоны обледе-
нения светосигнализаторы будут загораться периодически.
Конструкция сигнализатора предусматривает выдачу сигнала не позже чем
толщина образовавшегося льда на рабочем профиле достигнет 1 мм (не более).
Сигнализатор работает в комплекте с блоком автоматики БА-137, с помощью
которого задерживается отключение нагревателей приемников на время, необ-
ходимое для полного освобождения их отверстий от льда.
Сигнализаторы на двигателях работают независимо друг от друга; напря-
жение питания +27 В подается через автоматы защиты сети с распределитель-
ных устройств постоянного тока.
Сигнализатор обледенения СО-2ИЛ выдает сигнал о входе самолета в зону
обледенения и выходе из нее, информирует об интенсивности процесса обледене-
ния. Его датчик 15 (см. рис. 3.1) установлен снаружи самолета, по левому
борту, у шп. № И; электронный блок, блок контакторов, указатель «Лед» и
два светосигнальных табло «Обледенение самолета» — в кабине экипажа. Одно
табло расположено у правого пилота, второе — на потолочной панели в поле
зрения-обоих пилотов.
Датчик сигнализатора представляет собой симметричный обтекаемый про-
филь с нагревательными элементами, расположенными в носке и хвостике
профиля. Снаружи нагревательные элементы изолированы двумя слоями стекло-
ткани, между которыми помещен защитный экран (рис. 3.4). На внешнюю
3 8 7 5)
Рис. 3.4. Сигнализаторы обледенения:
а—датчик сигнализатора СО-2Ил; б—визуальный сигнализатор; У—стеклоткань; 2—нагре-
вательный элемент; 3—защитный экран; 4—«холодные» спаи термопар; 5—крышка; 6—
пластина; 7—батарея термопар; 8—«горячие» спаи термопар; 9—нагревательный элемент;
10—профиль; 11—фланец; 12—штырь с делениями; 13—стойка
82
поверхность/изоляционного слоя наклеена батарея термопар, состоящая из по-
следовательно соединенных медноконстантановых пластин. Батарея термопар —
это чувствительный элемент датчика, «горячие» спаи которого расположены на
боковых поверхностях профиля (вблизи хвостика), а «холодные» — на передней
кромке носка профиля. Верхний торец профиля закрыт крышкой, на внутрен-
нюю поверхность которой наклеен термометр сопротивления для замера темпе-
ратуры торможения. К нижнему торцу прикреплен штепсельный разъем.
Электронный блок является электронным усилительно-преобразующим эле-
ментом сигнализатора, он состоит из блока питания, каналов слежения за за-
торможенной температурой и сигналом обледенения, узла задержки отключения
противообледенительной системы. Блок контакторов — это исполнительный ор-
ган сигнализатора, состоящий из реле и контакторов.
Принцип действия сигнализатора основан на измерении разности темпера-
тур подогреваемых передней и задней кромок профиля датчика. Разность тем-
ператур измеряется батареей термопар, а сигнал ТЭДС поступает в электрон-
ный блок и указатель «Лед».
Работает сигнализатор следующим образом. Включается он автоматически
при взлете самолета с помощью концевого выключателя, установленного на
левой основной опоре шасси. С этого момента его датчик начинает автомати-
ческое слежение за температурой наружного воздуха. Если температура возду-
ха, измеряемая датчиком, становится ниже +1°С, происходит последовательное
включение нагревательных элементов датчика — дежурный режим. В этом ре-
жиме сигнализатор следит уже за условиями, предопределяющими обледенение
самолета. При попадании последнего в зону обледенения происходит резкое ох-
лаждение передних спаев батареи термопар, вызывающее изменение ТЭДС —
она увеличивается и выходит за порог срабатывания электронного блока (ана-
лизатора водности блока). При этом
нагревательные элементы датчика переключаются с последовательного сое-
динения на параллельное — рабочий режим;
загорается светосигнальное табло «Обледенение самолета», сигнализирующее
о входе самолета в зону обледенения;
отклоняется стрелка указателя «Лед» на величину, соответствующую факти-
ческой интенсивности обледенения в мм/мин.
Дальнейшее изменение ТЭДС батареи термопар происходит в функциональ-
ной зависимости от интенсивности обледенения, отмечаемой на указателе.
При выходе самолета из зоны обледенения ТЭДС понижается и как только
величина ее становится меньше порога срабатывания электронного блока, све-
тосигнальное табло «Обледенение самолета» гаснет, нагревательные элементы
датчика переключаются на дежурный режим, стрелка указателя «Лед» уста-
навливается на нулевую отметку. Если в полете температура поверхности дат-
чика превысит -4-1°С, то дежурный обогрев нагревательных элементов снима-
ется и сигнализатор переходит на режим слежения только за температурой
окружающего воздуха. При посадке самолета концевой выключатель независимо
от режима работы сигнализатора отключает питание нагревательных элемен-
тов датчика.
Визуальный сигнализатор (см. рис. 3.4) смонтирован на наружной стороне
фюзеляжа, непосредственно под боковыми окнами правого пилота, где обра-
зующийся лед можно увидеть в дневное время с его рабочего места. Сигнали-
затор представляет собой небольшую профилированную стойку, снабженную
штырем, разделенным по длине на участки по 10 мм. Интенсивность обледене-
ния определяют по толщине слоя льда, откладывающегося на штыре в едини-
цу времени. Этот способ, несмотря на небольшую точность и ряд других недо-
статков, имеет то преимущество, что кроме интенсивности обледенения и толщи-
ны льда пилот может также определить и вид обледенения, что имеет большое
значение для оценки влияния последнего на летные качества самолета.
ВОЗДУШНО-ТЕПЛОВЫЕ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛИ
Воздушно-тепловые противообледенители защищают от обле-
денения (как было отмечено ранее) крыло и оперение, воздухоза-
борники, направляющие аппараты и коки двигателей, заборники
83
воздухо-воздушных радиаторов системы кондиционирования. В них
используется горячий воздух, отбираемый за последней, 9-й, сту-
пенью компрессоров всех четырех двигателей через централизован-
ную систему отбора воздуха, общую с системой кондиционирова-
ния воздуха (см. рис. 3.1). Использование централизованной си-
стемы отбора воздуха для обеих систем — противообледенитель-
ной и кондиционирования — позволило значительно уменьшить
массу последних без ухудшения их работы и надежности.
Особенностью противообледенительных систем крыла и опере-
ния является то, что впервые на самолете Ил-62 были примене-
ны воздушно-тепловые противообледенители циклического дейст-
вия. Это позволило получить ощутимую экономию в расходовании
горячего воздуха.
Принцип действия циклической противообледенительной систе-
мы' заключается в том, что обогреваемая поверхность разбита на
отдельные участки, которые периодически (циклично) обогрева-
ются. При работе такой системы на обогреваемых элементах до-
пускается образование льда, величина которого не влияет на лет-
ные характеристики самолета и который периодически сбрасыва-
ется. Для повышения эффективности участки с циклическим обо-
гревом имеют по передней кромке носка зону постоянного обогре-
ва— тепловой «нож». На этой узкой полоске поверхности носка
(ширина в нулевой точке 20 мм) лед не образовывается (при
включенных противообледенителях). Таким образом, тепловой
«нож» как бы разрезает лед на носке крыла на части (верхнюю
и нижнюю), облегчая тем самым его удаление.
Противообледенители крыла. Обогреваемая зона составляет от
5,3 до 15% хорды крыла в верхней части носка и от 2,3 до 10%
хорды в его нижней части.
Отбор горячего воздуха от централизованной системы подачи
происходит в зоне переднего лонжерона. Воздух подается по двум
трубопроводам, в которых установлено по перекрывной заслонке
19 (см. рис. 3.1) и обратному клапану 18. Последний исключает
утечку воздуха из системы при повреждении трубопровода подачи
или при выходе из строя соответствующей пары двигателей. За
обратными клапанами трубопроводы объединяются и образуют
единую воздушную магистраль, проложенную в носовой части
крыла.
Противообледенительный носок каждой половины крыла по
размаху разбит перегородками на четыре тепловые камеры (каме-
ры № 0, 1, 2, 3) с отдельным подводом воздуха к каждой. Камера
№ 0 (зона от борта фюзеляжа до начала наплыва) имеет посто-
янный обогрев, остальные — цикличный с постоянно действующим
тепловым «ножом». Постоянный обогрев носка до наплывной части
вызван особенностью компоновки двигателей (заднее расположе-
ние): отсутствие обледенения на этом участке устраняет возмож-
ность забросов в двигатели кусков льда.
Тепловая камера представляет собой два канала: тепловой 43,
образованный вертикальной.стенкой 37 и внутренней обшивкой 35,
84
и рабочий, образованный внутренней 35 и наружной 36 обшивка-
ми. Для равномерного подогрева носка по хорде рабочий канал
имеет переменное сечение. Размеры его определяют в основном
работу системы.
Камеры № 1, 2, 3 имеют тепловой «нож» 6, проходящий по пе-
редней кромке носка. Тепловой «нож» — это замкнутая полость
переменной высоты, образованная наружной обшивкой носка и
приклепанным к ней профилем.
При включении системы открываются перекрывные заслонки
19 и горячий воздух, пройдя по трубопроводам и соответствую-
щим эжекторам, которые ограничивают его расход и снижают
температуру с 4-300 до -f-200°C благодаря подсосу (эжекции)
из носка крыла более холодного отработанного воздуха, поступа-
ет в тепловые каналы и тепловые «ножи». Заслонки 19 работают
совместно с программными коммутаторами, которые увеличивают
время их закрытия с 12 до 40 с, что дает возможность избежать
резкого повышения давления в пассажирских салонах при вы-
ключении противообледенителей крыла.
Тепловой «нож». Воздух, пройдя полость теплового «иожа»,
подогревает наружную обшивку носка до нужной температуры и
выходит в канал тепловой камеры, где смешивается с горячим
воздухом и вторично используется для обогрева носка.
Каналы тепловой камеры обеспечивают раздачу воздуха по
ее длине. Через щель во внутренней обшивке горячий воздух по-
ступает из теплового канала 43 в рабочий 42 и нагревает наруж-
ную обшивку. Отработанный воздух из рабочего канала направ-
ляется в носовую часть крыла (в зону за тепловой камерой), а
затем выходит наружу через специальные жалюзи в нижней час-
ти крыла.
Циклическая подача воздуха на этом участке обеих половин
крыла обеспечивается программным механизмом 16, который уп-
равляет работой всех электромагнитных переключателей 3 крыла,
действующих совместно с электропневматическими заслонками 4.
Заслонки установлены в трубопроводе на входе горячего воздуха
в каждую камеру циклической зоны. Нормальное положение за-
слонок — открытое.
Рабочий цикл программного механизма состоит из трех вклю-
чений (шести команд-импульсов). Длительность импульса ~50 с,
интервал между ними равен 100 с. Импульсы от программного
механизма 1 (рис. 3.5) приходят одновременно на две пары сим-
метрично расположенных электропневматических заслонок, кото-
рые при этом закрываются. Третья лара симметрично располо-
женных заслонок остается открытой.
За один рабочий цикл программного механизма происходит
следующий порядок включения тепловых камер:
первое включение — обогреваются камеры № 1 (закрываются
заслонки камер № 2 и 3, заслонки камер № 1 открыты);
второе включение — обогреваются камеры № 2 (закрываются
заслонки камер № 1 и 3, заслонки камер № 2 открыты);
85-
QO
О
Левая половина крп/ла
Правая половина крыла
Рис. 3.5. Схема включения тепловых камер противообледенителей крыла:
1 -программный механизм; 2—микровыключатель; 3—электродвигатель; 4—электропневматическая заслонка; 5—электромагнитный переклю-
чатель; 6—светосигнализатор, сигнализирующий включение обогрева соответствующей тепловой камеры; 7—разделительная заслонка; 8—
обратный клапан; 9—программный коммутатор; 10—перекрывные заслонки; //—тепловой «нож» (постоянный обогрев); № 1, 2, 3—камеры
циклического обогрева; Ш1, Ш2, ШЗ—штепсельные разъемы
а
-О к:
к >
**
но
B1 -W
Bl
НО
нз
Со стоя ни е
^1
В1й
BTJ
^ZZZZZZZZZZZZ2\^ZZZZ^ZZZZZZZZZZZZ
' -В 3/
вз
но
нз
"у,.
I ВВ
I В5
; 86
во
нз
НС
~н^
но
~ЙЗ
^zzzzzzzzzzzz
Г~вз/7
Tj—54*
Вул
Полный цикл отборок
блока кулачков (15tm
36С'
^ZZZZZZZZZZZZ
Рис. 3.6. Циклограмма работы
программного механизма
ПМК-62-150:
Индекс кулачка Обозна- чение вре- мени Номиналь- ное значе- ние време- ни, с
В! B1J 150
В!ц 102
В2 B2j 3
ВЗ B3j 50
ВЗц 2
В4 B4j 3
В5 B5j 100
В5П 2
В6 B6j 3
третье включение — обогреваются камеры 3 (закрываются за-
слонки камер № 1 и 2, заслонки камер № 3 открыты).
Управление противообледенителями крыла осуществляется
двумя переключателями «Лев.» и «Прав.» под общим трафаретом
«Крыло» на щитке системы, т. е. с их помощью противообледени-
тели крыла можно включить на нормальный или аварийный ре-
жим работы, а также выключить их.
Нормальный режим работы. В обычных условиях об-
леденения противообледенители крыла включают установкой пе-
реключателей «Крыло» в положение «Норм.». При этом электро-
питание поступает в цепь открытия перекрывных заслонок 19 (см.
рис. 3.1). Последние открываются и горячий воздух устремляется
по магистрали в противообледенители, о чем будет свидетельст-
вовать загорание светосигнальных табло «Обогрев лев. крыла» и
«Обогрев прав, крыла». Сигнал на светосигнализаторы поступает
с электромеханизмов перекрывных заслонок, имеющих элементы
сигнализации их крайних положений.
Одновременно с электромеханизмами подключается к питаю-
щим электросетям (4-27 и ~115 В) программный механизм. Ос-
новными элементами его конструкции являются: синхронный элек-
тродвигатель, редуктор, блок кулачков, контактное устройство.
Принцип работы программного механизма состоит в передаче ку-
лачковому валу через редуктор вращательного движения электро-
двигателя. Кулачки, вращаясь, нажимают через рычаги на кноп-
ки микровыключателей В1—В6, отрабатывая заданную цикло-
87
грамму (рис. 3.6). За рабочий цикл 150 с блок кулачков соверша-
ет оборот в 360° и выдает 6 команд-импульсов.
Импульсы в виде напряжений питания 4-27 В поступают на
электромагнитные переключатели соответствующих тепловых ка-
мер (рис. 3.7). Каждый переключатель трубками соединен с тру-
бопроводом подачи горячего воздуха и с электропневматической
заслонкой. Соленоид переключателя, срабатывая, открывает про-
ход сжатому воздуху в поршневую камеру электропневматической
заслонки (см. рис. 3.7,6). Поршень заслонки приходит в движе-
ние. При этом заслонка, связанная через вилку 1 со штоком 3
поршня, закрывается и поступление горячего воздуха в тепловую
камеру прекращается. В обесточенном состоянии переключателей
доступ сжатого воздуха в камеру заслонки прекращается и ее
поршень усилием пружины 2 перемещается в другое крайнее по-
ложение. При этом через систему «шток поршня — вилка» заслон-
ка открывается, и горячий воздух поступает в тепловую камеру
(см. рис. 3.7, а). На светосигнальном табло загораются табло со-
ответствующих тепловых камер под общими трафаретами «Обо-
грев лев. крыла» и «Обогрев прав, крыла». Они горят в течение
всего времени обогрева. В закрытом положении заслонки связан-
ный с нею микровыключатель (через систему «вал заслонки —
кулачок») размыкает электроцепь светосигнального табло.
Аварийный режим работы. В особо тяжелых условиях
обледенения противообледенители переводят на аварийный режим
работы, который характеризуется тем, что в циклическую зону
обогрева горячий воздух подается постоянно. При установке пе-
реключателей «Крыло» в положение «Авар.» отключается электро-
питание программного механизма — электропневматические за-
слонки остаются открытыми и горячий воздух непрерывно посту-
пает в тепловые камеры циклической зоны обогрева. Светосигналь-
ные табло циклической работы горят в этом случае постоянно.
Отключение противообледенителей производится
переводом переключателей «Крыло» в положение «Откл.». При
этом происходит переключение питания с одних обмоток выходно-
го вала двигателей электромеханизмов на другие, в результате
чего электромеханизмы закрывают заслонки и поступление горя-
чего воздуха в противообледенители крыла прекращается; свето-
сигнальные табло «Обогрев лев. крыла» и «Обогрев прав, крыла»
гаснут.
С переводом переключателей в положение «Откл.» прекращает-
ся также электропитание программного механизма (все заслонки
окажутся в открытом положении) и светосигнальных табло цик-
лической работы. Последние гаснут.
На самолете предусмотрена наземная проверка работоспособ-
ности электропневматических заслонок каждой половины крыла
от соответствующего (левого, правого) турбохолодильника систе-
мы кондиционирования. Для этого в трубопроводе противообледе-
нителей крыла, в месте слияния потоков горячего воздуха от левой
и правой систем кондиционирования, установлена разделительная
.88
Рис. 3.7. Схема связи электропневматической заслонки 2418А с электромагнит-
ным переключателем 4073Т:
а—положение I (переключатель обесточен); б—-положение II (переключатель под током);
/—вилка; 2—пружина; 3—шток; -/—поршневая камера; 5—поршень; 6—заслонка; 7—вал за-
слонки; 8—упор; 9—плунжер; 10—седло клапана; //—клапан; /2—седло штуцера; 13—кула-
чок; 14—микровыключатель; /5—контакт реле проверки ламп; 16—светосигнализатор откры-
того положения заслонки
89
Рис. 3.8. Поворотное соединение:
/—шпилька; 2—распорная втулка; 3—корпус; 4—уплотнительное кольцо; 5—подшипник; 6—
верхний подвижный патрубок; 7—средний подвижный патрубок; 8—нижний неподвижный
патрубок; 9—ось с сухарем; 10— шайба; //—ось; 12—уплотнительное кольцо; /3—штуцер
90
электроуправляемая заслонка 20 (см. рис. 3.1). Нормальное ее по-
ложение— открытое. Закрывается заслонка выключателем «На-
земная проверка обогрева крыла», при этом загорается светосиг-
нализатор.
Противообледенители оперения. Работа противообледенителей
оперения подобна работе противообледенителей концевой части
крыла, т. е. тепловая энергия подводится к ним циклично (кроме
небольшого верхнего участка киля, обогреваемого постоянно), а
по передней кромке противообледенительных носков киля и стаби-
лизатора проходит зона постоянного обогрева — тепловой «нож»
(см. рис. 3.1). Величина обогреваемой поверхности, выраженная в
процентах хорды, составляет для киля 4%, для стабилизатора
10—12% (в верхней и нижней их частях).
Противообледенительные носки стабилизатора по размаху раз-
делены на тепловые камеры — по две на каждой консоли стабили-
затора (камера № 1, 2), носовая часть киля представляет единую
тепловую камеру (камера № 3), за исключением верхнего участка.
Отбор горячего воздуха от централизованной системы подачи
происходит в хвостовой части фюзеляжа у шп. № 88. Воздух пода-
ется по двум трубопроводам, на входе его установлено по одному
обратному клапану. Назначение клапана — предотвратить утечку
воздуха из одной линии централизованной системы подачи в дру-
гую при выходе из строя соответствующей пары двигателей. За
обратными клапанами трубопроводы объединяются и образуют
единую магистраль. Для повышения надежности система включа-
ется двумя заслонками — основной 30 и дублирующей 31. На этом
участке трубопровод раздвоен. Горячий воздух за заслонками сно-
ва сливается в единый поток и поступает в трубопровод, проло-
женный вдоль переднего лонжерона киля. Здесь часть воздуха от-
бирается на обогрев киля, остальная направляется к поворотному
соединению 34, за которым воздушный поток распределяется по
консолям стабилизатора.
Поворотное соединение (рис. 3.8) служит для пристыковки тру-
бопровода, проходящего по килю, к трубопроводу, проложенному
в подвижном стабилизаторе. Оно стоит из нижнего неподвижного
патрубка и двух подвижных — среднего и верхнего, соединенных
между собой шарнирами. Все шарниры в конструктивном отноше-
нии одинаковы и выполнены таким образом, что обеспечивают
компенсацию боковых перемещений киля, возникающих в полете,
и производственных отклонений, возможных при монтаже шарнир-
ного воздухопровода на самолете.
Воздух в тепловые камеры оперения поступает так же, как и в
циклическую зону обогрева крыла.
Цикличность работы выдерживается программным механизмом
28 (см. рис. 3.1), который управляет работой электромагнитных
переключателей, работающих совместно с электропневматическими
заслонками, установленными на входе горячего воздуха в тепло-
вые камеры. За рабочий цикл (150 с) программного механизма
происходит следующий порядок включения тепловых камер:
91
первое включение — обогреваются камеры № 1 стабилизатора
(закрываются заслонки камер № 2 стабилизатора и камеры киля,
заслонки камер № 1 стабилизатора открыты);
второе включение — обогреваются камеры № 2 стабилизатора
(закрываются заслонки камер № 1 стабилизатора и камеры киля,
заслонки камер № 2 стабилизатора открыты);
третье включение — обогревается камера киля (закрываются
заслонки камер стабилизатора, заслонка камеры киля открыта).
Обогрев оперения включается двумя переключателями «Осн.»
и «Дублир.» под общим трафаретом «Оперение», которыми мож-
но включить противообледенители оперения на нормальный или
аварийный режим работы.
Нормальный режим работы. При установке переклю-
чателей «Оперение» в положение «Норм.» происходит подключе-
ние к питающей электросети электромеханизмов, управляющих ос-
новной и дублирующей перекрывными заслонками, и програм-
много механизма. После открытия заслонок горячий воздух посту-
пает на обогрев оперения; при этом загораются светосигнальные
табло «Обогрев опер, осн.» и «Обогрев опер. дуб.». Программный
механизм приводит в действие соответствующие электропневма-
тичсские заслонки, которые начинают работать по заданному
циклу. По мере включения тепловых камер будут гореть светосиг-
нальные табло: «1 лев. стабил.» и «1 прав, стабил.», или «2 лев.
стабил.» и «2 прав, стабил.» или «Киль».
Аварийный режим работы. В особо тяжелых условиях
обледенения противообледенители оперения переводят на аварий-
ный режим работы (постоянный обогрев) установкой переключа-
телей «Основ.» и «Дублир.» в положение «Авар.». В этом случае
отключается питание программного механизма, а электропневма-
тические заслонки остаются открытыми, горячий воздух непрерыв-
но поступает в циклическую зону обогрева.
Отключение противообледенителей производится
переключателями «Основ.» и «Дублир.», при этом закрываются пе-
рекрывные заслонки, поступление горячего воздуха в противообле-
денители прекращается, светосигнальные табло «Обогрев, опер,
осн.» и «Обогрев опер, дуб.» — гаснут.
Одновременно прекращается подача электропитания на про-
граммный механизм — электропневматические заслонки устанавли-
ваются в открытое положение; гаснут светосигнальные табло цик-
лической работы.
Противообледенители воздухозаборников воздухо-воздушных
радиаторов. Между бортом фюзеляжа и носком нервюры № 4 цент-
роплана справа и слева от оси симметрии самолета установлено
по заборнику воздухо-воздушного радиатора системы кондициони-
рования (см. рис. 3.1). Заборник представляет собой Г-образный
канал овального сечения с направляющими лопатками на входе.
Для предупреждения обледенения заборника внутренняя и внеш-
няя обшивки его и направляющие лопатки обогреваются горячим
92
воздухом, поступающим из противообледенительной системы кры-
ла. При включении системы горячий воздух из магистрали крыла
попадает в эжектор заборника, где к нему подмешивается воздух
из носовой части крыла. Из эжектора смесь воздуха определенной
температуры и в необходимом количестве поступает во входной
патрубок, а из него в тепловую камеру, образованную глухим
носком нервюры № 4 центроплана и дополнительной стенкой. Из
тепловой камеры воздух попадает в полые направляющие лопат-
ки, а через щель во внутренней обшивке — в рабочий канал, ко-
торый образован внешней и внутренней обшивками заборника.
После обогрева указанных элементов отработанный воздух выхо-
дит во внутренний канал воздухозаборника и в носовую часть
крыла.
Противообледенители воздухозаборника, кока и направляющего
аппарата каждого двигателя. Горячий воздух для них отбирается
от отдельного фланца 9-й ступени компрессора двигателя (см. рис.
3.1). Таким образом, при останове двигателя обогрев прекраща-
ется. Включаются противообледенители перекрывной заслонкой 25,
за которой горячий воздух распределяется на два потока. Один
поток отводится в противообледенительное устройство кока и на-
правляющего аппарата двигателя *, другой, пройдя через компенса-
тор и эжектор, поступает в противообледенительный носок возду-
хозаборника. Компенсатор воспринимает линейные изменения тру-
бопровода при его нагревании и охлаждении. Он состоит из двух
шаровых узлов, соединенных между собой телескопически. Каж-
дый шаровой узел представляет собой ограниченно-подвижное сфе-
рическое соединение двух деталей — муфты со сферическими вкла-
дышами и сферы, которой заканчиваются концы телескопического
соединения. Герметичность сферического соединения обеспечива-
ется чугунными уплотнительными кольцами, установленными меж-
ду сферическими вкладышами муфт; герметичность телескопичес-
кого соединения — разрезными цилиндрическими чугунными коль-
цами.
Противообледенительный носок воздухозаборника состоит из
теплового и рабочего каналов (рис. 3.9), каждый из которых пред-
ставляет собой кольцевую полость по всему периметру входа.
Тепловой канал образован внутренней обшивкой (рубашкой) и
диафрагмой носка, рабочий — внутренней и внешней обшивками.
В диафрагме имеются входное и выходное отверстия, оканто-
ванные фланцами. Фланец входного отверстия состыкован с под-
водящим патрубком трубопровода подачи горячего воздуха.
К фланцу выходного отверстия пристыковывается трубопровод,
по которому одна часть воздуха отводится в эжектор, другая — в
атмосферу.
Горячий воздух, пройдя смесительную камеру эжектора, по-
ступает в тепловой канал, затем направляется из него через щели
* Подробно эти устройства описаны в техническом описании двигателя.
93
Рис. 3.9. Монтажная схема противообледенительной системы воздухозаборника
двигателя:
1—подводящий патрубок; 2—эжектор; 3—короб; 4—компенсатор; 5—жалюзи; (?—отводящий
патрубок; 7—диффузор; 8—сопло; 9—внутренняя обшивка; 10—внешняя обшивка; //—тепло-
вой канал; /2—диафрагма; 13—входное отверстие; 14—рабочий канал; /5—выходное отвер-
стие; /(?—отводящая труба
во внутренней обшивке в рабочий канал переменного сечения и
обогревает внешнюю обшивку носка воздухозаборника. Из рабо-
чего канала воздух попадает в отводящую трубу, а затем в отво-
дящий патрубок и поступает в короб, в котором часть воздуха
подсасывается в смесительную камеру эжектора для повышения
эффективности системы, а остальная часть по специальному па-
трубку выходит наружу через жалюзи в нижней части воздухо-
заборника.
Противообледенители воздухозаборников, коков и направляю-
щих аппаратов двигателей включаются выключателями «I», «II»,
«III» и «IV» под общим трафаретом «Заборники двигателей» на
щитке системы. При включенных противообледенителях горят че-
тыре светосигнализатора (см. рис. 3.2).
94
ЭЛЁКТРООБОГРЕВАЕМЫЕ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛИ
Для того чтобы обеспечить хороший обзор пилотам в условиях
обледенения, на самолете применены в качестве обзорных сте-
кол — электрообогреваемые стекла ЭК-29Б, в качестве боковых —
электрообогреваемые стекла ЭК-28А, в форточках — электрообо-
гревцемые стекла ЭК-30. Источником их питания является само-
летная сеть трехфазного переменного тока напряжением 200 В.
Температура нагрева внешней поверхности стекла +35°С поддер-
живается автоматически с помощью регуляторов температуры (на
каждое стекло свой регулятор).
Электрообогреваемые стекла ЭК-28А и ЭК-29Б конструктивно
выполнены одинаково и отличаются друг от друга только пло-
щадью и потребляемой электрической мощностью. Они представ-
ляют собой неразъемную конструкцию (рис. 3.10), состоящую из
трех силикатных стекол: наружного, среднего и внутреннего, скле-
енных между собой специальной прозрачной пленкой. На внутрен-
ней поверхности наружного стекла нанесена токопроводящая плен-
ка, по двум противоположным сторонам которой расположены то-
коведущие шины. На токопроводящей пленке установлены два
Рис. 3.10. Электрообогреваемые стекла ЭК-30 и ЭК-29Б:
/—выводная колодка; 2—термодатчики; 3—внешнее стекло; 4—рамка внешняя; 5—промежу-
точное стекло; 6—среднее стекло; 7—обрамляющий материал; 8—рамка внутренняя; 9—
шинка; 10—внутреннее стекло; //—токопроводящая пленка; /2—склеивающий слой; ’ 13—
штепсельный разъем; 14—рамка-вкладыш
95
термодатчика. Сопротивление одного из них является плечом мо-
стовой схемы регулятора температуры; второй термодатчик за-
пасной и подключается к регулятору температуры в случае выхо-
да из строя первого. По периметру стекло обрамлено пластичес-
ким материалом и заключено в металлические рамки.
В конструкцию электрообогреваемого стекла ЭК-30 (см. рис.
3.10) в отличие от стекол ЭК-28А и ЭК-29Б добавлено четвер-
тое— промежуточное стекло, а токопроводящая пленка нанесена
на внутреннее стекло (на внутреннюю его поверхность).
Электропитание на токоведущую пленку стекла ЭК-30 посту-
пает 'через специальный контакт, который состоит из двух клем-
мных колодок: нижней, расположенной на каркасе форточки, и
верхней — на каркасе фонаря. Рядом с верхней колодкой уста-
новлен микровыключатель, а на нижней колодке — его нажимная
пружина. При закрытии форточки клеммы колодок соединяются,
нажимается микровыключатель и питание поступает на стекло.
При открытии форточки микровыключатель обесточивает клеммы
верхней колодки. Клеммы нижней колодки соединены с прово-
дами выводной колодки, установленной на стекле.
Управление электрообогревом стекол и форточек (поддержи-
вание определенной температуры внешней поверхности стекол и
форточек) происходит, как было сказано выше, автоматически с
помощью регуляторов температуры, после включения двух пере-
ключателей «Лев.» и «Прав.» под общим трафаретом «Эл. обогрев
стекол» и двух переключателей «Лев.» и «Прав.» под общим тра-
фаретом «Эл. обогрев форточек» на щитке системы (рис. 3.11).
Каждый регулятор температуры работает совместно с термо-
датчиком соответствующего электрообогревного стекла. Термодат-
чик является одним из плеч мостовой измерительной электросхе-
мы регулятора. При изменении температуры стекла термодатчик
изменяет свое сопротивление, что вызывает срабатывание регуля-
тора температуры, который подает сигнал на реле, замыкающее
или размыкающее цепь питания электронагревательного элемента
стекла (токопроводящей пленки). Это достигается тем, что в мо-
стовой схеме регулятора имеется переменное сопротивление, кото-
рое устанавливается на величину сопротивления настройки. Со-
противление настройки равно сопротивлению термодатчика при
заданной температуре (35°С). При сопротивлении термодатчика,
равном или большем сопротивлению настройки, стекло нагрето,
цепь питания нагревательного элемента стекла отключается регу-
лятором температуры, и стекло охлаждается. Вследствие этого
сопротивление термодатчика стекла начинает уменьшаться. Когда
оно станет меньше сопротивления настройки регулятора темпера-
туры, цепь питания электронагревательного элемента стекла вклю-
чается и стекло вновь начинает нагреваться.
Обогрев стекол двухрежимный — «слабый» и «сильный». Опре-
деленный режим включается установкой переключателей «Эл.
обогрев стекол» в положение «Слабо» или «Сильно». Вначале
включают режим «Слабо», это создает плавный подогрев стекол
96
Рис. 3.11. Принципиальная электросхема обогрева стекол левого пилота (для
правого пилота—аналогична):
/—светосигнализатор исправности обогрева стекол; 2—автомат защиты электросети; 3—
контактор включения питания » режиме обогрева «Слабо»; 4—контактор включения пита-
ния в режиме обогрева «Сильно»; 5—переключатель обогрева стекол; 6—кнопка проверки
исправности обогрева; 7—переключатель обогрева форточки; 8—контактор включения пи-
тания; 9—микровыключатель; 10, 11—контакторы электроцепи проверки исправности обогре-
ва; 12—реле проверки ламп; 13—электрообогреваемое стекло ЭК-28А; 14—регулятор темпера-
туры; 15—сопротивление рассогласования регулятора температуры; 16—электрообогреваемое
стекло ЭК-29Б; /7—электрообогреваемое стекло ЭК-30 (форточка); 18— переменное сопро-
тивление
и смягчает тепловой удар. Затем через 8—10 мин после включения
режима «Слабо» переводят переключатель в положение «Сильно»,
и через 5—6 мин достигается максимальная эффективность обо-
грева.
Обогрев форточек однорежимный. Для того чтобы исключить
искрообразование при размыкании контактов во время перемеще-
ния форточек, в электрической схеме последних установлены два
концевых выключателя.
4 1252
Глава 4
СИСТЕМА ВОДОСНАБЖЕНИЯ И КАНАЛИЗАЦИИ
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Система снабжает холодной и горячей водой умывальники ту-
алетных комнат и мойку буфета-кухни.
Система состоит из трех самостоятельных систем водоснабже-
ния и канализации (двух передних туалетов, буфета и одного
среднего туалета, двух задних туалетов).
Баки заправляют водой на земле от водозаправщика. Подход
к заправочным панелям — снаружи через герметичные лючки. Об-
щая вместимость баков для воды системы водоснабжения—*
219 л.
Слив содержимого и отработанной дезинфицирующей химичес-
кой жидкости из сливных баков, промывка баков и фильтров и
заправка химической жидкостью производятся на земле с помо-
щью специальной машины через люк фюзеляжа. Для предотвра-
щения обмерзания сливные горловины обдуваются горячим воз-
духом, поступающим от системы кондиционирования. Общая вме-
стимость сливных баков — 600 л.
Кроме того, на самолете имеется балластная водяная система,
которая служит для выдерживания необходимых диапазонов цент-
ровки при перегоне незагруженного самолета.
СИСТЕМА ВОДОСНАБЖЕНИЯ
Вода к кранам-смесителям умывальников и мойки буфета
подается самотеком из водяных баков и бачков для подогрева
воды в результате превышения уровня установки водяных баков
над кранами-смесителями.
Система водоснабжения буфета и среднего ту-
алета (рис. 4.1) состоит из водяного бака, бачка для подогрева
воды, панели заправки и дренажа, крана-смесителя умывальника,
крана-смесителя буфетной мойки и крана слива воды. Штуцер за-
правки и патрубок дренажа соединены с корпусом клапана на
водяном баке. Проходное сечение штуцера заправки дросселиро-
вано для предупреждения от повреждений водяного бака при за-
правке водой.
Воду из системы сливают через кран слива, установленный под
бачком для подогрева воды.
Системы водоснабжения передних и задних
туалетов одинаковы, каждая из них включает: водяной бак,
два бачка для подогрева воды, панель заправки и дренажа, два
крана-смесителя умывальников и два крана слива воды. В прин-
яв
*
Принципиальная схема подачи
жидкости из дана на смыб унитаза
унитазу
Промыбка
Рис. 4.1. Система водоснабжения буфета и среднего туалета и система
канализации среднего туалета:
/—магистраль заправки; 2—дренаж; 3—кран-смеситель буфетной мойки; 4—кран-сме-
ситель туалета; 5—штуцер дренажа; 6—водяной бак; 7—бачок для подогрева воды;
8—сливной кран; 9—магистраль слива из поддона; 10—магистраль слива из водяной
системы; //—унитаз; /2—магистраль смыва унитаза; 13— насос смыва; 14—магист-
раль слива из унитаза; /5—магистраль вытяжки; 16— сливной бак; 17—сливная гор-
ловина; /Я—магистраль заправки химжидкостью и промывки сливного бака; 19—
магистраль подачи химжидкости к бачку насоса смыва; 20—магистраль слива из
раковины умывальника; 2/—магистраль слива из раковины-мойки; 22—раковина-
мойка буфета; 23—раковина умывальника туалета; 24— поддон; 25—крыльчатка
насоса
со
ципе каждая из этих систем подобна системе водоснабжения сред-
них туалетов, за некоторым исключением. Так, в нижней части
заправочной трубы системы задних туалетов отсутствует дроссель,
дросселировано же проходное сечение штуцера заправки.
Водяной бак. Конструкция и объемы водяных баков передних, средне-
го и задних туалетов одинаковы. Объем каждого бака — 73 л.
Бак — сварной конструкции из листов титанового сплава. В его днище рас-
положен лючок, закрываемый крышкой (иа болтах) с резиновой прокладкой,
для доступа внутрь бака. Одновременно крышка лючка используется для уста-
новки прибора контроля наличия воды в баке.
Подогреватель воды вместимостью около 3 л служит для подогре-
ва воды, подаваемой к кранам-смесителям умывальников туалетов и мойки бу-
фета.
Подогреватель представляет собой цилиндрический тсплозвукоизолирован-
ный сосуд. Внутренний бачок выполнен из нержавеющей стали, наружный
из листов алюминиевого сплава.
В качестве нагревательного элемента используется блок из трех трубчатых
нагревателей. Нагревательный блок снабжен термодатчиком.
Штуцер, расположенный в верхней части бачка, служит для отвода подо-
гретой воды и дренажа основного водяного бака. В нижней части бачка име-
ется штуцер для подвода холодной воды из бака.
Температура воды 48±5°С в бачке поддерживается с помощью терморегу-
лирующего устройства автоматически.
СИСТЕМА КАНАЛИЗАЦИИ
Все три независимые системы канализации идентичны.
При смыве унитазов применяется циркулирующая химическая
жидкость. Слив из сливных баков, их очистка и заправка химичес-
кой жидкостью производятся на земле. Мусоросборники установ-
лены в каждом туалете и в буфете.
Буфет и ср едний туалет (см. рис. 4.1). Система состо-
ит из раковины-мойки буфета, унитаза, раковины умывальника,
расположенного в туалете, поддона под стаканчики для питьевой
воды, мусоросборника в туалете, ящика-мусоросборника в буфете,
сливного бака со сливной горловиной и фильтром, штуцера заправ-
ки химической жидкостью и промывки сливного бака.
Передние и задние туалеты. Каждая система состоит
из двух унитазов, двух раковин умывальников, установленных в
туалетах, двух поддонов под стаканчики для питьевой воды, двух
мусоросборников, сливного бака со сливной горловиной и фильт-
ром, штуцера заправки химической жидкостью и промывки слив-
ного бака.
Использованная вода из раковин умывальников, раковины-мой-
ки буфета и поддонов самотеком через коллектор и объединенную
магистраль слива воды поступает в магистраль слива из унитаза
и далее в сливной бак. Вода из водяной системы, при сливе ее че-
рез сливной кран, через коллектор и объединенную магистраль
слива воды поступает в магистраль слива из унитаза и далее в
сливной бак.
Смыв унитазов производится при нажатии кнопки смыва,
включающей центробежный насос. Химическая жидкость через от-
верстия в кольце смыва унитаза омывает раковину унитаза и по-
100
ступает в магистраль слива унитаза и далее в сливной бак.
В фильтре бака, имеющем сетки грубой и тонкой очистки, проис-
ходит очистка химической жидкости, которая вновь поступает в
бачок насосов смыва.
Воздух из туалетов по магистрали слива из унитазов проходит
в верхнюю полость сливных баков и далее через магистраль вы-
тяжки к выпускным клапанам высотной системы. Поток воздуха,
выбрасываемый через выпускные клапаны, подсасывает воздух
через магистраль вытяжки из верхней полости сливного бака и
вентилирует сливной бак и туалеты.
Содержимое сливного бака и отработанную химическую жид-
кость сливают на земле через сливную горловину при помощи спе-
циальной машины. После слива производится промывка сливного
бака, фильтра и бачка насосов смыва. Для этого, не снимая слив-
ного шланга со сливной горловины, к штуцеру заправки и смыва
подключают шланг от той же машины и производят подачу жид-
кости на промывку указанных агрегатов. Отработанная жидкость
через сливную горловину сливного бака удаляется в шланг слива
специальной машины. После промывки сливного бака шланг слив-
ной горловины отсоединяется от специальной машины. Сливная
горловина закрывается. Заправка сливного бака химической жид-
костью производится через штуцер заправки и смыва. В передний
и задний баки заправляется 50 л химической жидкости, в сред-
ний— 40 л. Минимальное количество заправляемой жидкости ли-
митируется условиями надежности работы насосов смыва.
Сливные баки
Для сбора фекалий на самолете установлены три сливных бака: передний —
вместимостью 250 л — по правому борту между шп. № 13—15; средний —
150 л — по правому борту, между шп. № 37—40; задний — 200 л — между шп.
№ 74—75.
По принципу работы, конструкции и креплению все баки идентичны.
Каждый бак представляет собой сварной цилиндрический сосуд из листов
титанового сплава с выпуклыми торцевыми стенками. Фекалии из унитазов и
отработанная вода из раковин умывальников, раковины-мойки, поддонов попа-
дают в большую полость бака. Из этой полости жидкость через фильтр посту-
пает в малую полость, соединенную с бачками насосов, и заполняет бачки.
При включении насосов жидкость подсасывается из малой полости сливного
бака в бачки насосов смыва и нагнетается насосом в магистраль смыва уни-
тазов. Слив производится из большой полости бака через сливной патрубок,
соединенный со сливной горловиной. После опорожнения бак промывается теп-
лой водой, которая также сливается через сливной патрубок. Заправка бака хи-
мической жидкостью производится при закрытой сливной горловине по магист-
рали промывки и заправки тем же способом, что и промывка.
Сливная горловина
Сливная горловина (рис. 4.2) предназначена для слива содержимого из
сливного бака в шланг специальной машины. Горловина прикреплена к конст-
рукции фюзеляжа и соединена с горловиной сливного бака.
В конструкцию горловины входят заслонка с рычагом, шток, гермовывод
рукоятки и крышка. Заслонка предназначена для герметичного закрывания
верхнего патрубка горловины. Шток рычага управления заслонкой выведен из
101
Рис. 4.2. Сливная горловина:
1—уплотнительное кольцо; 2—каркас; 3—уплотнительная прокладка; 4—фланец корпуса;
5—штифт; 6—шток заслонки; 7—заслонка; 8—ободок верхнего патрубка; 9—резиновая про-
кладка; 10—патрубок шара; //—рукоятка рычага; /2—защелка; 13—крышка наружная;
14—крышка; /5—упор; 16—наконечник сливной горловины; /7—резиновое уплотнительное
кольцо; 18—основание; 19—ручка; 20—шток крышки
102
герметичной части фюзеляжа через гермовывод наружу. На патрубке гермовы-
вода имеется шарнирная широкоходовая резьба. При закрытой заслонке ру-
коятка рычага контрится защелкой. Крышка сливной горловины дублирует
заслонку и надевается на наконечник горловины слива. При движении ручки
крышки от себя шток крышки радиально раздвигает три упора, которые захо-
дят во внутреннюю расточку наконечника сливной горловины и запирают крыш-
ку на горловине. При движении ручки на себя шток освобождает упоры и они
под действием пружин выходят из зацепления с наконечником сливной горло-
вины, и крышка снимается. Для открытия заслонки открывают защелку на ру-
коятке рычага, свинчивают рукоятку с патрубка гермовывода (вращают про-
тив часовой стрелки) и вытягивают на себя за рукоятку шток заслонки
до отказа. При нажатии на рукоятку рычага от себя шток закрывает заслонку.
При последующем навинчивании рукоятки на патрубок гермовывода заслонка
плотно поджимается к ободку верхнего патрубка.
БАЛЛАСТНАЯ СИСТЕМА
Балластная система (рис. 4.3) предназначена для создания не-
обходимых центровок при полете самолета без коммерческой на-
грузки. Система состоит из бака общей вместимостью 3700 л и
арматуры для заправки и слива балластной жидкости. Бак уста-
Рис. 4.3. Балластная система (принципиальная и монтажная схемы):
/—балластный бак; 2—вакуумный клапан; 3—дренаж балластнбго бака; 4— лаз; 5—корпус;
6—резиновый клапан; 7—установочный фланец; 8—уплотнительная прокладка; шпанго-
ут; /0—рычажно-поплавковый указатель; //—контрольное отверстие; 12—мерная линейка;
13—кран слива; 14—кран заправки и слива
103
новлен в герметичной части фюзеляжа, поэтому в качестве бал-
ластной жидкости используется вода. В зимних условиях при сто-
янке самолета вода в балластном баке может находиться только
до тех пор, пока внутри фюзеляжа положительная температура.
В зимних условиях в балластный бак разрешается заливать ан-
тифриз.
Оболочка бака мягкая, склеена из трех слоев — резины, губки
и специальной ткани и вулканизирована. Для обеспечения устой-
чивости оболочки в бак вставляются шпангоуты с распорными
трубами; снизу к баку крепится болтами колонка (рис. 4.4) с кра-
ном и мерной линейкой. Подход к дренажным трубопроводам бал-
ластного бака осуществляется из пассажирского салона через
съемные панели пола.
Рис. 4.4. Заправочная колонка балластного бака:
/—кран заправки и слива; 2—смотровое окно; 3—кран слива; 4—мерная линейка; 5—штуцер
слива; 6—заправочные штуцера; 7—контрольное отверстие; 5—упор
104
Заправка бака балластной жидкостью производится на земле
перед полетом. Заправку контролируют по мерной линейке и счет-
чику заправщика.
После того, как определено количество жидкости, необходимой
для заправки, к приемным штуцерам подсоединяют раздаточные
шланги заправщика, вывертывают и выдвигают вниз мерную ли-
нейку до совпадения торца штуцера с делением на линейке, соот-
ветствующим количеству необходимой для заправки жидкости.
Затем открывают заправочно-сливной кран и производят заправ-
ку. Заправку прекращают как только жидкость потечет из конт-
рольного отверстия в линейке. После заправки мерную линейку
следует вдвинуть в бак, завернуть и законтрить. Слив жидкости
из бака производится через те же штуцера заправки и штуцер
сливного крана.
Для определения количества жидкости в баке отвертывают
мерную линейку и медленно выдвигают ее до тех пор, пока жид-
кость начнет вытекать из контрольного отверстия. Риски и цифры
на линейке, совпадающие с торцом штуцера, указывают на коли-
чество жидкости в баке.
Для быстрой визуальной проверки наличия жидкости в бал-
ластном баке пользуются рычажно-поплавковым указателем, уста-
новленным снизу, рядом с заправочной колонкой. Указатель имеет
подвижную шкалу, которая просматривается через органическое
стекло, вмонтированное в головку указателя. На стекле имеется
риска для отсчета показаний.
Глава 5
АВАРИЙНО-СПАСАТЕЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
Самолет (рис. 5.1, 5.2) оснащен следующим оборудованием для
аварийного покидания самолета на земле: надувными трапами,
трап-лотками, спасательными канатами, аварийными топориками.
В случае необходимости быстрого покидания самолета исполь-
зуются: две входные двери, оборудованные надувными трапами,
двери запасного .выхода и буфета, оборудованные трап-лотками
(брезентовыми желобами), четыре аварийных выхода на крыло
и две форточки в кабине экипажа, снабженные спасательными
канатами.
Аварийный топорик предназначен для использования в аварийной
обстановке для открывания заклинившихся дверей, аварийных выходов, люков
и форточек в кабине экипажа. Три аварийных топорика установлены: в кабине
экипажа — на стенке радиоотсека; у передней входной двери — на стенке коро-
ба кислородных баллонов; у задней двери — на стенке короба сиденья борт-
проводников.
Аварийные топЪрики прикреплены с помощью двух лирок. Места установки
топориков отмечены надписями.
Спасательные канаты предназначены для использования экипажем
и пассажирами при аварийном покидании самолета. Они расположены в кабине
экипажа и в заднем пассажирском салоне.
Канат представляет собой плетеную ленту из капронового волокна с наши-
тыми поперечными упорами из капроновой ленты.
Спасательные канаты в кабине экипажа уложены по одному над левым и
правым местами пилотов, в нишах потолка, закрытых крышкой с ручкой. На
крышке имеется надпись «Канат аварийного покидания». Крышка и катушка с
канатом конструктивно выполнены единым блоком. При пользовании снимают
крышку и выбрасывают блок в открытую форточку. Один конец каната закреп-
лен на стрингере.
Спасательные канаты в салоне уложены по одному в нишу над каждым
аварийным выходом. Ниша закрыта крышкой в декоративной отделке салона.
Каждый канат свернут змейкой в две бухты. Один конец каната болтом при-
креплен к стрингеру. Со стороны кабины углубление заклеено плотной бумагой
с двумя прорезями. Свободный конец каната пропущен в прорези бумаги. Для
пользования канатом открывают крышку, тянут рукой за выступающую часть
каната и выбрасывают канат в открытый аварийный выход. Вытягивают и вы-
брасывают канат за борт до полного его выхода из ниши.
Самолетная бортовая аптечка для оказания первой медицин-
ской помощи установлены в бытовом помещении на перегородке у шп. № 41.
В аптечке размещены медикаменты, перевязочный материал и прочие пред-
меты.
Трап-лотки (брезентовые желоба) (см. рис. 5.2) предназначены для
экстренного покидания самолета пассажирами и экипажем при аварийной обста-
новке на земле и при вынужденной посадке самолета на территорию, на которой
отсутствует необходимое для высадки пассажиров наземное оборудование. На
самолете устанавливаются два трап-лотка, размещаемые в нишах пола около
дверных проемов: один — у двери запасного выхода, второй — у буфетной две-
ри. Места хранения трап-лотков отмечены указателями.
105
Рис. 5.1. Схема аварийного покидания
Рис. 5.2. Размещение трап-лотков и спасательных канатов:
/—место хранения спасательного каната над аварийным выходом; 2— спасательный канат;
3—веревочный канат; 4—трап-лоток; 5—место хранения спасательного каната в кабине
экипажа; 6—крышка
107
Трап-лоток выполнен в виде желоба из хлопчатобумажной ткани с водо-
упорной пропиткой (авизент), окантованной веревочным шнуром. Для крепле-
ния трап-лотка к самолету в верхней его части имеются штыревые скобы и
соединительные звенья. Нижние концы трап-лотка имеют четыре петли для
удержания его в рабочем положении (под углом наклона к земле 40—45°). На
одном кольце соединительного звена заделан веревочный канат с бобышками,
установленными с шагом 300 мм. Веревочный канат предназначен для спуска
на землю членов экипажа, которые должны удерживать трап-лоток в рабочем
положении. Трап-лоток хранится в сложенном положении в чехле.
Для приведения трап-лотка в рабочее состояние открывают крышку ниши
пола и вытаскивают из нее трап-лоток, затем открывают чехол и вынимают из
него трап-лоток, закрепляют его на окантовке дверного проема, для чего гриб-
ки соединительных звеньев вставляют в отверстия верхних гнезд, а грибки шты-
ревых скоб — в отверстия нижних гнезд. После этого трап-лоток выталкивают
из самолета в дверной проем и опускают веревочный канат.
Надувной трап типа ТН-2 предназначен для быстрого покидания
пассажирами самолета при аварийной обстановке на земле и при вынужденной
посадке на территорию, на которой отсутствует необходимое для высадки пас-
сажиров наземное оборудование. На самолете устанавливаются два надувных
трапа, размещаемых в нишах пола около проемов входных дверей: один — у
передней, второй — у задней. Места хранения надувных трапов отмечены ука-
зателями.
Надувной трап изготовлен из двухслойного диагонально-дублированного
прорезиненного материала на капроне. Трап представляет собой желоб, образо-
ванный из двух продольных и двух поперечных надувных цилиндров диаметром
400 мм. На надувные цилиндры наклеено полотнище из прорезиненного мате-
риала, по которому производится спуск людей. В верхней части обоих продоль-
ных цилиндров трапа укреплены две стойки-поручни из надувных цилиндров для
предохранения пассажиров от падения с трапа при выходе из самолета и во
время Спуска. К левой по ходу спуска стойке привязан веревочный канат дли-
ной 5 м, предназначенный для спуска на землю членов экипажа. По бокам
продольных цилиндров трапа наклеены шайбы с петлями, к которым прикреп-
лены резиновые тяжи (диаметром 6 мм) для правильного развертывания трапа
при его заполнении. В нижнем поперечном надувном цилиндре установлен пре-
дохранительный клапан для стравливания избытка газа при заполнении трапа
от баллона. Все надувные части трапа при его использовании наполняются угле-
кислотой из бортового баллона объемом 8 л. Баллоны устанавливаются на стенке
короба сиденья бортпроводников около входных дверей (рис. 5.3): один—у
передней двери, второй — у задней. Наполнение трапа производится через сое-
динительный шланг, на концах которого укреплены штуцера с накидными гай-
ками для присоединения к баллону и штуцеру трапа. Открытие баллона проис-
ходит при повороте рукоятки, установленной на перегородке у дверного проема.
Рукоятка через тросовую тягу с помощью серьги соединена с затвором бал-
лона.
Для пользования надувным трапом открывают крышку ниши пола, вытас-
кивают из нее упакованный в чехле надувной трап, проверяют его крепление к
конструкции фюзеляжа, после чего выдергивают тросиком шпильки из штырей
чехла и выталкивают упакованный в чехле надувной трап в дверной проем из
самолета, после этого чехол раскрывается и трап вываливается на землю. За-
тем закрывают крышку ниши пола, снимают предохранительную заглушку с
ручки управления затвором баллона, установленной на перегородке, и пово-
рачивают ее на себя.
Трап за 15—20 с заполняется углекислотой до избыточного давления
0,4—0,5 кгс/см2 (3,9 104—4,9 • 104 Па) и принимает форму наклонного желоба,
а излишек углекислоты стравливается через предохранительный клапан.
При полетах над водными пространствами на самолет дополнительно уста-
навливают следующие аварийно-спасательные средства: надувные плоты и на-
дувную лодку, детские спасательные люльки, надувные жилеты, контейнеры
с аварийным запасом (с НЗ) продовольствия, воды и медикаментов, а также
средства радиосвязи — аварийную радиостанцию «Кедр-С» (рис. 5.4).
108
. Установка плота
у задней входной двери.
(вид по полету)
Устиновна плота
у передней входной двери
(вид по полету)
Рис. 5.3. Размещение надувных трапов:
/—рукоятка управления затвором баллона; 2—баллон; 3—трос; 4—ниша в полу
Спасательные жилеты пассажиров размещают в карманах каждого пасса-
жирского кресла (с внутренней стороны сиденья), членов экипажа и бортпро-
водников — соответственно в служебном отсеке экипажа и в ящиках правой
части буфета. Блоки плавсредств — плоты, лодка, люльки, контейнеры с НЗ
устанавливают вблизи входных дверей: один в переднем гардеробе (левый
борт) и два в отсеке между передним пассажирским салоном и буфетом. С по-
мощью стяжных ремней и быстросъемных соединений их крепят к рельсам пола.
В один из блоков входит приемопередатчик аварийной радиостанции.
Плавсредства хранятся на борту самолета в штатных упаковочных чех-
лах. Каждый спасательный плот и спасательная лодка укомплектованы средст-
вами сигнализации, аварийным запасом пресной воды и пиши, аптечкой для
оказания первой медицинской помощи, вспомогательным снаряжением и набо-
ром деталей для ремонта плота (лодки).
Плот — это надувное плавучее сооружение, выполненное из трех неза-
висимых и изолированных друг от друга отсеков: наружного, внутреннего и
верхнего.
Наружный и внутренний отсеки образуют нижнюю часть плота — площад-
ку, которая конструктивно представляет собой три надувных концентрических
кольца, расположенных в одной плоскости. Эти кольца соединяются между
собой радиальными надувными распорками. Площадка сверху и снизу обтяну-
та прорезиненной тканью. Верхняя обтяжка образует палубу, а пространство
109
о
Рис. 5.4. Размещение спасательного оборудования и схема покидания самолета при посадке на воду:
/—спасательный жилет для пассажира; 2—средства спасения в походном положении: плоты, плавлюльки, лодки, контейнеры с НЗ; 5—
спасательные плоты в рабочем положении
между верхней и нижней обтяжками — водобалластную камеру, которая при
заполнении водой придает плоту необходимую устойчивость при плавании на
волне.
В верхний отсек входит надувное бортовое кольцо, наклеенное сверху на
наружное кольцо площадки, и восемь надувных дуг-стоек, на которых крепится
несъемный тент. Стойки в верхней части замыкаются малым надувным кольцом.
Все надувные элементы плота и нижняя обтяжка палубы выполнены из двух-
слойной диагонально дублированной прорезиненной ткани, верхняя обтяжка — из
однослойной прорезиненной ткани, тент — из однослойной бязи.
В комплект плота входят два баллона с углекислым газом, один соединен
с наружным отсеком, второй — с верхним. Газонаполнение отсеков происходит
автоматически (на воде) при открывании одного из замков упаковочного чех-
ла. Предусмотрено и ручное управление. Внутренний отсек наполняют воздухом
с помощью ручного меха. Последний используется также для поддува наруж-
ного и верхнего отсеков. Управляют плотом с помощью пары металлических
весел.
Глава 6
ПОЖАРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Пожарное оборудование предназначено для обнаружения и ту-
шения 'пожара внутри двигателей, в отсеках гондол двигателей, в
отсеке вспомогательной силовой установки (ВСУ), в багажно-гру-
зовом помещении № 4, а также для обнаружения пожара в отсе-
ках основных опор шасси и дыма в багажно-грузовых помещениях
№ 1, 2, 3, 4 (рис. 6.1, 6.2).
Пожарная защита самолета Ил-62 обеспечивается:
1) конструктивными мероприятиями, которые уменьшают воз-
можность возникновения пожара, а также локализуют пожар в
ограниченном отсеке, если он возник, и не дают ему распростра-
ниться на смежные жизненно важные зоны;
2) системами сигнализации экипажу о возникновении пожара
или появлении дыма;
3) системами тушения пожара в наиболее пожароопасных от-
секах самолета, в кабине экипажа и пассажирских салонах;
4) системой нейтрального газа, предупреждающей взрыв цент-
ропланного топливного бака № 6 при вынужденной посадке само-
лета с убранным шасси.
КОНСТРУКТИВНЫЕ ПРОТИВОПОЖАРНЫЕ МЕРОПРИЯТИЯ
Конструктивные противопожарные мероприятия предназначены
для исключения причин и условий возникновения пожара, т. е.
при проектировании и постройке в самой конструкции самолета
должны быть исключены возможности образования горючей сре-
ды, возникновения источника воспламенения, образования контак-
та между горючей средой и источником воспламенения, а возник-
ший пожар должен быть локализован в пределах того отсека, где
он возник.
Указанные цели достигаются:
а) созданием высоконадежных агрегатов, коммуникаций и их
соединений, которые должны исключить возможность их разру-
шения или разгерметизации (например, для агрегатов — это течь
содержащихся в них горючих жидкостей; для систем кондициони-
рования и противообледенения — выход из них горячего воздуха,
создающего опасность для расположенных рядом элементов кон-
струкции; для электроагрегатов и электропроводки — возможность
стать источником воспламенения при коротком замыкании и в
случае попадания на них горючих жидкостей или горючих мате-
риалов) ;
112
Рис. 6.1. Принципиальная схема пожарного оборудования:
1—ручной огнетушитель; 2—передний механизм аварийного включения систем пожаротушения; 3—задний механизм аварийного включения
систем пожаротушения; 4—топливный бак № 6; 5—распылительный коллектор в баке № 6 системы НГ; 6—датчик системы обнаружения
пожара в отсеках шасси; 7—огнетушитель ОСУ-5 системы НГ; 8—сигнальный диск саморазрядки огнетушителя; 9—штуцер стравли-
ния; 10—датчик системы обнаружения пожара в гондоле двигателя;//—датчик системы обнаружения пожара внутри двигателя; 12—рас-
пылительный коллектор в гондоле двигателя; 13— противопожарная перегородка; 14—датчик системы обнаружения пожара в багажном
помещении № 4; 15—распылительный коллектор в багажном помещении № 4; 1Ь—противопожарная обшивка отсека ВСУ; 17—датчик
системы обнаружения пожара в отсеке ВСУ; 18—распылительный коллектор в отсеке ВСУ; 19—блок распределительных кранов систем
пожаротушения внутри двигателей и в отсеке ВСУ; 20—огнетушитель ОС-2Ил; 21—блок распределительных кранов системы пожаротушения
в гондолах двигателей; 22—огнетушитель ОС-8МФ; 23— блок распределительных кранов систем пожаротушения в гондолах двигателей и в
багажном помещении № 4
Рис. 6.2. Монтажная схема пожарного оборудования (обозначение позиций с 1 по 23 включительно см. в подписях к
рис. 6.1):
24—вспомогательная силовая установка (ВСУ); 25—сигнализаторы давления; 26—панель управления (на левом пульте пилота) системой по-
жаротушения в отсеке ВСУ; 27—светосигнальное табло сигнализации (на приборной доске пилотов) о пожаре в багажном помещении № 4;
28—панель управления пожарными системами (ца верхнем щитке пилртрв)
б) оборудованием двигателей системами раннего обнаружения
неисправностей — системой обнаружения опасного уровня вибра-
ций, системой обнаружения металлической стружки в масле, си-
стемой обнаружения перегрева подшипников двигателей;
в) применением огнестойких, негорючих или трудновоспламеня-
емых материалов, из которых изготовляются агрегаты и системы
самолета, двигателей и т. п.;
г) вентиляцией отсеков и их дренажированием в местах воз-
можного скопления горючих жидкостей и их паров;
д) охлаждением и теплоизоляцией горячих зон самолета и
двигателей, соседних с емкостями и трубопроводами, заполненны-
ми горючими жидкостями;
е) взаимным расположением агрегатов, коммуникаций, электро-
агрегатов и электропроводки, исключающим возможность попада-
ния на них и воспламенения горючих жидкостей и других горю-
чих материалов (например, трубопроводы с горючими жидкостя-
ми расположены ниже или сбоку на приемлемом расстоянии от
горячих трубопроводов системы кондиционирования и электро-
проводов) ;
ж) установкой герметичных, огнестойких противопожарных пе-
регородок, отделяющих наиболее пожароопасные отсеки от распо-
ложенных рядом жизненно важных элементов конструкции (на-
пример, противопожарные перегородки в гондолах двигателей, в
отсеке ВСУ и т. д.).
СИСТЕМЫ СИГНАЛИЗАЦИИ О ВОЗНИКНОВЕНИИ ПОЖАРА,
ПЕРЕГРЕВЕ И ПОЯВЛЕНИИ ДЫМА
Несмотря на конструктивные мероприятия, направленные на ис-
ключение возможности возникновения пожара, в некоторых зонах
самолета все же сохраняется потенциальная опасность возникнове-
ния пожара и перегрева, причем все они, кроме кабины экипажа и
пассажирских салонов, являются недоступными для экипажа в по-
лете. Такими зонами являются: гондолы двигателей, внутридвига-
тельные масляные полости, отсек ВСУ, багажно-грузовые помеще-
ния п отсеки основных опор шасси.
Поэтому в гондолах двигателей, во внутренних масляных поло-
стях двигателей, в отсеке ВСУ, в багажно-грузовом помещении № 4
и отсеках основных опор шасси предусмотрены системы сигнализа-
ции о пожаре, а в багажно-грузовых помещениях № 1, 2, 3, 4 — сис-
темы сигнализации о появлении дыма.
Системы сигнализации о пожаре являются автоматическими тер-
моэлектрическими системами. Для сигнализации о пожаре внутри
двигателей применена система ССП-12, для остальных пожароопас-
ных зон — система ССП-2А.
Каждая система ССП-2А состоит из термоэлектрических точеч-
ных датчиков ДПС-1 АГ и исполнительного блока БИ-2-АЮ, соеди-
ненного с датчиками и включающего световую и звуковую сигнали-
зации. Звуковая сигнализация работает при пожаре внутри двига-
115
телей, в гондолах двигателей, багажно-грузовом помещении № 4 и
отсеке ВСУ; при необходимости она может быть отключена.
На самолете установлены шесть комплектов системы ССП-2А:
четыре комплекта обслуживают гондолы двигателей, один комп-
лект — оба отсека основных опор шасси и один комплект — отсек
ВСУ и багажно-грузовое помещение № 4.
В спаренных гондолах (см. рис. 2.1) установлено по 18 датчи-
ков (9 в гондоле одного двигателя и 9 в гондоле другого), в каж-
дом отсеке основных опор шасси, в отсеке ВСУ и багажно-грузовом
помещении № 4 — по 9 датчиков. Датчики расположены таким об-
разом, что схватывают всю пожароопасную зону. Три датчика, сое-
диненные последовательно, образуют группу, которая связана с ис-
полнительным блоком по двухпроводной схеме. Один исполнитель-
ный блок обслуживает 18 датчиков, т. е. 6 групп. Четыре исполни-
тельных блока системы сигнализации о пожаре в гондолах двигате-
лей размещены в багажно-грузовых помещениях по левому и пра-
вому бортам между шп. № 77 и 78. Исполнительный блок системы
сигнализации о пожаре в отсеках основных опор шасси установлен
на шп. № 63, исполнительный блок системы сигнализации о пожа-
ре в отсеке ВСУ и багажно-грузовом помещении № 4 — между шп.
№ 93 и 94.
Рис. 6.3. Элементы сигнализации о пожаре
шения:
и управление системами пожароту-
I—щиток проверки пиропатронов огнетушителей; 2—щиток проверки системы сигнализации
о пожаре и температуры подшипников; 3—светосигнальное табло сигнализации о пожаре
в багажных помещениях, отсеке ВСУ, отсеках шасси, выключатель разрядки баллонов
системы НГ в гондолы двигателей, выключатель тушения пожара в багажном помещении
№ 4; 4—панель УПС с переключателями ручного включения систем пожаротушения, свето-
сигнализаторы о пожаре в двигателях, в гондолах, открытия распределительных кранов,
выключатель отключения аварийных выключателей пожарных систем; 5— выключатель и
светосигнализаторы пожарных кранов топливной системы; 6—светосигнальное табло сиг-
нализации о пожаре на двигателях и в гондолах двигателей; 7—панель управления систе-
мой пожаротушения в отсеке ВСУ; 8—светосигнализатор пожара в багажном помещении
№ 4
116
А. Верхний пульт пилоте й
6
117
Светосигнализаторы и светосигнальные табло расположены на
панели управления пожарными системами на верхнем пульте пило-
тов, на панели управления пожарной системой ВСУ и на средней
панели приборной доски пилотов (рис. 6.3).
Сирена, реле включения и выключатель сирены установлены в
кабине экипажа на правом пульте пилота.
Каждую систему сигнализации о пожаре можно проверить при
помощи переключателей, расположенных на верхнем пульте пило-
тов.
Если все элементы системы исправны, то при проверке загора-
ются светосигнальные табло, красные светосигнализаторы и гудит
•сирена. Главный выключатель проверки позволяет отключить цепи
пиропатронов всех огнетушителей на время проверки работоспособ-
ности системы обнаружения пожара.
В комплект системы ССП-12 входят 6 датчиков ДП-6 и один
блок реле. На самолете имеются два комплекта системы ССП-12.
Датчики ДП-6 устанавливаются в специальные гнезда в полостях
передней, средней и задней опор вала двигателя, в каждой полости
по одному датчику (см. рис. 6.1, 6.2).
Блоки реле систем ССП-12 устанавливаются в багажно-грузо-
boim помещении, между шп. № 77 и 78. Каждый датчик связан с бло-
ком реле по двухпроводно?! схеме проводами с теплостойкой изоля-
цией.
Светосигнальное табло и светосигнализаторы системы сигнали-
зации о пожаре внутри двигателей расположены в кабине экипажа
на верхнем пульте пилотов. Звуковая сигнализация та же, что и в
системе ССП-2А.
На самолете Ил-62 предусмотрена система сигнализации о по-
явлении дыма в багажно-грузовых и подпольных помещениях, ис-
точником которого (а также причиной последующего пожара) мо-
гут быть запрещенные для транспортировки в самолетах самовос-
пламеняющиеся и взрывоопасные вещества и устройства в багаже
пассажиров и в перевозимых грузах.
Эта система (см. рис. 6.7) состоит из сигнализаторов дыма типа
ДС-ЗМ, установленных в багажно-грузовом помещении № 1 (шесть
сигнализаторов), багажно-грузовом помещении № 2 (три сигнали-
затора), багажно-грузовом помещении № 3 (три сигнализатора), в
багажно-грузовом помещении № 4 (три сигнализатора); щитка
индикации и проверки системы сигнализации дыма, расположенно-
го в кабине экипажа на верхнем пульте пилотов; коробки реле и
коммутационной электропроводки.
При появлении дыма в одном из багажных помещений и сниже-
нии вследствие этого прозрачности воздуха на 30± 10 и более про-
центов соответствующий датчик, стоящий в этой зоне, выдает сиг-
нал на центральные светосигнальные табло «Пожар» на приборной
доске пилотов и на светосигнальное табло «Дым в багажнике
№... .», расположенное на верхнем пульте пилотов. Световой сиг-
нал дублируется сиреной. Световой сигнал проверяется нажатием
118
кнопки «Проверка и разблокировка сигнализации дыма» на щитке
проверки. Сирена выключается выключателем.
Исправность датчиков системы сигнализации проверяется с
щитка проверки на верхнем пульте пилотов при помощи галетного
переключателя и кнопки «Проверка и разблокировка сигнализации
дыма». При переводе переключателя в положение «Датчики» и на-
жатии кнопки «Проверка» при исправных датчиках включаются со-
ответствующие светосигнальные табло «Дым . . .» и звучит сирена.
СИСТЕМЫ ТУШЕНИЯ ПОЖАРА
На самолете имеются системы пожаротушения в гондолах дви-
гателей, внутри двигателей, в отсеке ВСУ и в багажно-грузовом по-
мещении № 4 (см. рис. 6.1, 6.2).
Для ликвидации пожара в соответствующие зоны подается огне-
гасящий состав «Фреон 114Вг», содержащийся в огнетушителях.
Все системы пожаротушения имеют три основные очереди вклю-
чения огнетушителей, а система пожаротушения в гондолах и ба-
гажно-грузовом помещении № 4 имеет дополнительную четвертую,
питаемую от углекислотных баллонов ОСУ-5 системы нейтрального*
газа топливного бака № 6.
Первая очередь систем пожаротушения срабатывает автомати-
чески от датчиков системы сигнализации о пожаре, остальные оче-
реди включаются вручную выключателями, расположенными на
щитке управления пожарными системами (УПС) после появления
соответствующих сигналов и оценки обстановки.
Кроме того, на нижней поверхности фюзеляжа установлены два
механизма аварийного включения систем тушения пожара (рис.
6.4),которые при соприкосновении с поверхностью земли в случае
вынужденной посадки самолета с убранным шасси автоматически
включают две очереди тушения пожара в гондолах и внутри
двигателей для предупреждения возможности возникновения пожа-
ра и систему нейтрального газа (НГ) топливного бака № 6 во из-
бежание его взрыва при ударе о землю. Третья очередь остается в
резерве, ее включают вручную в случае необходимости.
Рис. 6.4. Механизм аварийного включения систем пожаротушения:
/—предохранительный болт; 2—шток; 3—концевой выключатель; 4—рычаг; 5—обтекатель;
6—обшивка фюзеляжа
119
В багажно-грузовых помещениях № 1,2, Зи других подпольных
помещениях, а также в кабине экипажа и в пассажирских салонах
тушение пожара производится ручными углекислотными, фреоно-
выми и водными огнетушителями.
Система тушения пожара в гондолах двигате-
лей и в багажно-грузовом помещении № 4 состоит из
шести огнетушителей ОС-8МФ, двух блоков распределительных
кранов, подводящих трубопроводов и распылительных коллекторов
(см. рис. 6.1, 6.2).
Огйетушители ОС-8МФ установлены в багажно-грузовом поме-
щении на шп. № 75 (рис. 6.5). Все огнетушители подсоединены об-
Рис. 6.5. Установка огнетушителей и распределительных кранов на шп. № 75:
/—блок распределительных кранов системы пожаротушения в гондолах двигателей; 2—тру-
бопровод от сигнально-предохранительных устройств огнетушителей; 3—сигнальный диск
саморазрядки огнетушителей; 4—огнетушитель ОС-2Йл; 5—огнетушитель ОС-8МФ; 6—блок
распределительных кранов систем пожаротушения внутри двигателей и в отсеке ВСУ; 7—
^обратные клапаны; 8—блок распределительных кранов систем пожаротушения в гондолах
двигателей и в багажном помещении № 4
420
щим трубопроводом к двум блокам распределительных кранов, ус-
тановленных рядом с огнетушителями. К каждой очереди пожаро-
тушения подключены по два огнетушителя. Огнетушители первой
и второй очередей подсоединены к общему трубопроводу через об-
ратные клапаны, исключающие попадание огнегасящего состава в
разряженные огнетушители предыдущих очередей при включении
следующих очередей.
Распределительные краны соединены трубопроводами с распы-
лительными коллекторами каждой гондолы и багажно-грузового
помещения № 4. При этом на каждую из гондол для надежности
подключено по две секции распределительных кранов.
Во избежание разрушения огнетушителей при повышении темпе-
ратуры окружающей среды и давления в огнетушителе, в головках-
затворах огнетушителей предусмотрены сигнально-предохрани-
тельные устройства, соединенные общим для всех огнетушителей
трубопроводом с сигнальным диском саморазрядки, установленным
на левом борту фюзеляжа.
При достижении в огнетушителе давления, равного 200±
±20 кгс/см2 (1962-104 Па), предохранительное устройство сраба-
тывает и газовая часть заряда стравливается по трубопроводу за
борт фюзеляжа, выдавливая при этом красное сигнальное очко
предохранительного устройства.
Одновременно с появлением сигнала о пожаре в одной из гон-
дол (или в багажно-грузовом помещении № 4) открываются две
(или одна) соответствующие секции блока распределительных кра-
нов и на щитке УПС загораются два (или один) светосигнализа-
тора.
После открытия распределительных кранов имеющиеся в них
концевые выключатели подают электрические импульсы на пиро-
патроны двух огнетушителей первой очереди, вскрываются их го-
ловки-затворы и огнегасящий состав по трубопроводу подается в
зону пожара. Реле времени удерживает кран в открытом положе-
нии в течение 10±0,5 с для обеспечения полной разрядки двух ог-
нетушителей первой очереди в случае, если сигнал о пожаре был
коатковременным.
После ликвидации пожара гаснет светосигнальное табло, крас-
ный светосигнализатор на щитке УПС, а затем зеленые светосигна-
лизаторы открытого положения распределительных кранов.
Если через 6 с после загорания зеленых светосигнализаторов
«Кран открыт» светосигнальное табло и красный светосигнализатор
продолжают гореть, то это означает, что пожар не потушен и необ-
ходимо вручную переключателем на щитке УПС включить вторую
очередь огнетушителей, а затем при необходимости и третью. Если
пожар тремя очередями не потушен, а баллоны системы НГ топ-
ливного бака № 6 не израсходованы, то включают четвертую, до-
полнительную, очередь. Для этого переключатель ручного управле-
ния системой тушения пожара остается в положении третьей очере-
ди, а переключатель системы нейтрального газа на щитке УПС пе-
121
реводится в положение «Мотогондола», и углекислота из всех четы-
рех баллонов ОСУ-5 подается в зону пожара.
Если пожар в одном из защищаемых отсеков был потушен пу-
тем автоматического включения первой очереди, то при повторном
пожаре в этом же или другом отсеке вторая очередь автоматически
не срабатывает, ее включают вручную.
После тушения пожара вручную для закрытия распределитель-
ных кранов выключатель на щитке УПС переводят в нейтральное
положение.
После автоматического срабатывания первой очереди при необ-
ходимости сначала включается вторая, а затем третья очереди. Ес-
ли автоматика включения первой очереди не сработала, то при пос-
ледующем ручном включении второй очереди сработает и первая
очередь.
Огнетушитель 0С-8МФ заряжен «Фреоном 114В2» в количестве
8.720+0’1 кг. Для обеспечения выброса фреона в огнетушитель нака-
чивается 0,5 кг воздуха до давления 100 кгс/см2 (981-104 Па) при
температуре 15° С.
На головке-затворе огнетушителя имеется манометр, по показа-
ниям которого можно судить о наличии давления и его величине.
Система тушения пожара внутри двигателей
состоит из трех огнетушителей ОС-2Ил, блока распределительных
кранов, подводящих трубопроводов и распылительных форсунок,
установленных в соответствующих точках двигателя (рис. 6.6).
Блок распределительных кранов обеспечивает подачу огнегася-
щего состава в любой из четырех двигателей при перегреве или
возникновении пожара в полостях передней, средней и задней опор
вала.
Три огнетушителя ОС-2Ил установлены в багажно-грузовом по-
мещении на шп. № 75. Огнетушители подсоединены общим трубо-
проводом к блоку из четырех распределительных кранов, установ-
ленному рядом с огнетушителями. Огнетушители включаются в три
очереди, по одному огнетушителю в каждой. Огнетушители первой
и второй очередей подсоединены к общему трубопроводу через об-
ратные клапаны, исключающие попадание огнегасящего состава в
разряженные огнетушители предыдущих очередей при включении
следующих очередей.
Распределительные краны соединены трубопроводами с распы-
лительными форсунками каждого двигателя.
В головках-затворах огнетушителей ОС-2Ил предусмотрены та-
кие же сигнально-предохранительные устройства, как и на огнету-
шителях ОС-8МФ.
Порядок работы системы тушения пожара внутри двигателей
аналогичен порядку работы системы тушения пожара в гондолах
двигателей. Разница только в количестве и типе огнетушителей, в
использовании для тушения пожара внутри двигателей углекислот-
ных огнетушителей системы НГ бака № 6, во временном отключении
автоматического срабатывания первой очереди, вследствие чего
122
1
Рис. 6.6. Система тушения пожара внутри двигателя и в гондолах (показаны
левые гондолы):
/—подводящий трубопровод; 2—распылительный коллектор; 3—штуцер подачи огнегасящего
состава в полость передней опоры вала двигателя; 4—штуцер подачи огнегасящего состава
в полость средней опоры вала двигателя; 5—штуцер подачи огнегасящего состава в полость
задней опоры вала двигателя
внутрь двигателей подается огнегасящий состав сразу из огнетуши-
телей первой и второй очередей.
Огнетушитель ОС-2Ил заряжен «Фреоном 114В2» в количестве
2,725+0’1 кг. Для обеспечения выброса фреона в огнетушитель нака-
чивается 0,09 кг воздуха до давления 100 кгс/см2 (981 • 104 Па) при
температуре +15° С.
На головке-затворе огнетушителя имеется манометр, по показа-
ниям которого можно судить о наличии давления и его величине.
В системе тушения пожара в отсеке ВСУ исполь-
зуются те же три огнетушителя ОС-2Ил и блок распределительных
кранов, что и для системы тушения пожара внутри двигателей (см.
рис. 6.1, 6.2). Работа системы аналогична работе системы тушения
пожара внутри двигателей.
В отсеке ВСУ имеется два соединенных с блоком распредели-
тельных кранов распылительных полукольца, через которые произ-
водится выброс в отсек огнегасящего состава. Для обеспечения ло-
123
анализатор дыма
18
Рис. 6.7. Схема размещения сигнализаторов дыма и смотровых окон:
1—панель пола; 2—люк со смотровым окном; 3—сигнализатор дыма; 4—люк со смотровым
окном; 5—дверь для прохода в багажно-грузовое помещение № 1; 6—люк для прохода в
подпольную часть буфета-кухни; 7, 9, //—сигнализаторы дыма; 8—люк со смотровым
окном; 10—смотровые окна в стенке шп. № 85; /2—багажно-грузовое помещение № 4; 13—
багажно-грузовое помещение № 3; 14—багажно-грузовое помещение № 2; /5—багажно-гру-
зовое помещение № 1; 16—ограждение; /7—кожух; 18—смотровое окно; 19—крышка люка
кализации пожара весь отсек ВСУ изнутри обшит листами из тита-
нового сплава толщиной 0,5 мм.
Светосигнальное табло «Пожар ТА-6» находится на верхнем
пульте пилотов над панелью УПС. Выключатель ручного управле-
ния системы, красный светосигнализатор сигнализации о пожаре и
зеленый светосигнализатор сигнализации открытия крана располо-
жены на левом пульте пилота на панели управления ВСУ.
Тушение пожара в багажно-грузовых отсеках
№ 1, 2 и 3 осуществляется с помощью ручных огнетушителей.
Для этой цели предусмотрены люки и двери для входа в отсеки.
Кроме того, для точного определения в полете положения очага ды-
ма (после появления сигнала дымоизвещателей) в полу пассажир-
ских салонов имеются шесть смотровых окон (рис. 6.7). Для наблю-
дения в полете за багажным помещением № 4 в стенках шп. № 85
и 87 также имеются смотровые окна.
Тушение пожара в кабине экипажа и в пасса-
жирских салонах производится ручными огнетушителями, ко-
торые размещены по всему самолету в легко доступных местах.
Всего на самолете имеется: два углекислотных огнетушителя ОУ,
три водных двухлитровых ОР1-2-32-48, четыре фреоновых двухлит-
ровых ОР1-2-32-48, два фреоновых шестилитровых ОР2-6-32-48 (см.
рис. 6.1, 6.2).
Эти же огнетушители используются и для тушения пожара в
багажно-грузовых помещениях.
124
СИСТЕМА НЕЙТРАЛЬНОГО ГАЗА ЦЕНТРОПЛАННОГО ТОПЛИВНОГО
БАКА № 6
Для предотвращения взрыва в топливном центропланном баке
№ 6 в результате возникновения пожара в смежном с баком отсеке
шасси или в случае вынужденной посадки самолета с убранным
шасси на самолете Ил-62 предусмотрена система заполнения бака
№ 6 нейтральным газом (НГ) (рис. Ь.б, 6.9).
Эта система состоит из четырех огнетушителей ОСУ-5, заряжен-
ных углекислотой, перекрывного и стравливающего кранов, жикле-
Рис 6.8. Принципиальная и монтажные схемы системы НГ:
/—топливный бак № 6; 2—распылительный коллектор; 3—обратный клапан; 4—штуцер-
жиклер; 5—стравливающий кран; 6—штуцер стравливания; 7—сигнальный диск саморазряд-
ки огнетушителя; 8—огнетушитель ОСУ-5; 9—перекрывной кран; 10—электропроводка; 11—
сигнализатор давления СДУ2А-0.2; /2—сигнализатор давления СДУ1А-0.15; 13—подводящий
трубопровод; 14—трубопровод статического давления
125
ра, двух обратных клапанов, распылительного коллектора, двух
сигнализаторов давления и соединительных трубопроводов.
Огнетушители, перекрывной и стравливающий краны размеще-
ны в багажно-грузовом помещении на шп. № 63.
При включении системы НГ все четыре огнетушителя разряжа-
ются одновременно и углекислота через жиклер, снижающий ее
давление, и трубопроводы подается в расположенный в баке № 6
распылительный коллектор, который благодаря наличию в нем
большого количества распыливающих отверстий выбрасывает угле-
кислоту в надтопливное пространство бака, снижая там количество
паров топлива до взрывобезопасной концентрации.
Обратный клапан, установленный на подводящем трубопроводе,
служит для предотвращения попадания топлива из бака в систему
НГ.
Для предотвращения раздутия и разрушения бака при подаче
в него углекислоты предусмотрены перекрывной и стравливающий
краны, а также жиклер. Быстрое заполнение бака углекислотой в
К системе НГ
6
Рис. 6.9. Установка огне-
тушителей и кранов си-
стемы НГ на шп. № 63:
К системе по-
жаротушения
6 гондола х
дбигателеи
1—огнетушитель
перекрывной ]
цер-жиклер;
ющий кран;
стравливания;
ный диск
ОСУ-5; 2—
кран; 3—шту-
4—стравлива-
; 5—штуцер
6—сигналь-
саморазрядки
огнетушителя
126
случае вынужденной посадки с убранным шасси или при возникно-
вении пожара в отсеках основных опор шасси осуществляется через
перекрывной кран, который включается переключателем на верх-
нем пульте пилотов одновременно с включением всей системы. Ес-
ли при этом поступление углекислоты в бак происходит настолько
интенсивно, что давление в нем станет больше 0,15 кгс/см2
(1,47-104 Па), то срабатывает сигнализатор давления и перекрыв-
ной кран автоматически закрывается. Углекислота в этом случае
продолжает поступать в бак уже в уменьшенном количестве только
через шунтирующий трубопровод, снабженный жиклером. Кран бу-
дет закрыт до тех пор, пока давление в баке не станет ниже
0,15 кгс/см2. В этом случае перекрывной кран вновь открывается.
Если же давление продолжает расти, то по достижении величины,
равной 0,2 кгс/см2 (1,96-104 Па), другой сигнализатор давления ав-
томатически открывает стравливающий кран, через который посту-
пающая из огнетушителей углекислота выбрасывается за борт фю-
зеляжа.
Огнетушитель ОСУ-5 заряжен обезвоженной углекислотой, мас-
са заряда 5,7±0,1 кг. Головка-затвор огнетушителя имеет два вы-
ходных штуцера для углекислоты: один для присоединения огнету-
шителя к системе нейтрального газа и второй—для присоединения
к системе тушения пожара (он используется для четвертой очере-
ди системы тушения пожара в гондолах двигателей). В соответст-
вии с этим первые штуцера всех четырех огнетушителей соединены
общим трубопроводом с системой НГ, а вторые штуцера—другим
трубопроводом с системой тушения пожара.
Огнетушители ОСУ-5 имеют сигнально-предохранительные уст-
ройства. От каждого устройства проложены трубопроводы к четы-
рем сигнальным дискам саморазрядки, расположенным в хвостовой
части центроплана на правом обтекателе крыла. Около каждого
сигнального диска имеется номер соответствующего ему огнетуши-
теля. Предохранительные устройства срабатывают, и углекислота
выбрасывается через сигнальные диски за борт, когда давление в
огнетушителях возрастает до 200±20 кгс/см2 (1962-104± 196X
ХЮ4 Па).
Система НГ включается вручную или автоматически механиз-
мами аварийного включения систем тушения пожара при посадке
самолета с убранным шасси. Элементы ручного управления распо-
ложены на верхнем пульте пилотов.
Глава 7
ОБОРУДОВАНИЕ КАБИНЫ ЭКИПАЖА,
ПАССАЖИРСКИХ САЛОНОВ
И СЛУЖЕБНЫХ ПОМЕЩЕНИЙ
На самолете Ил-62 пассажирам и экипажу обеспечен современ-
ный комфорт и созданы надлежащие бытовые условия. Этому спо-
собствуют:
установка двигателей на хвостовой части фюзеляжа, благодаря
чему значительно уменьшается шум в пассажирских салонах и сни-
жается утомляемость пассажиров;
большое число (25—30) смен воздуха в пассажирских салонах
за час полета, что обеспечивает хорошее самочувствие пассажиров;
применение наземного кондиционирования, осуществляемого от
бортовой вспомогательной силовой установки, что дает возмож-
ность поддерживать нормальную температуру в салонах при посад-
ке пассажиров в жаркое и холодное время года, до запуска двига-
телей;
использование удобных унифицированных кресел;
наличие на борту буфета-кухни, обеспечивающего горячим пи-
танием пассажиров в полете, пяти туалетов, оснащенных современ-
ным оборудованием, больших гардеробов;
элегантная отделка салонов, дневное освещение и т. д.
ОБОРУДОВАНИЕ И ОТДЕЛКА КАБИНЫ ЭКИПАЖА
В кабине экипажа (рис. 7.1) размещены рабочие места двух
пилотов, бортинженера, штурмана и радиста. Оборудование, необ-
ходимое членам экипажа для управления самолетом и его система-
ми, расположено на приборной доске пилотов, центральном, левом,
правом и верхнем пультах пилотов, а также на рабочих местах ра-
диста и штурмана.
•Слева от центрального пульта (рис. 7.2) установлено кресло
командира корабля (первого пилота), справа—кресло правого
(второго) пилота, между креслами пилотов — кресло бортинжене-
ра, за креслами первого и второго пилотов — соответственно крес-
ла штурмана и радиста и два откидывающихся сиденья лоцманов.
Расположение рабочего места бортинженера у центрального
пульта увеличивает надежность контроля и управления как систе-
мами силовой установки, так и другими системами самолета, ука-
затели и элементы управления которых сосредоточены на пультах
кабины.
Остекление фонаря кабины обеспечивает хороший обзор с рабо-
чих мест пилотов.
128
5
Рис. 7.1. Общий вид кабины экипажа:
/—лерый пульт пилота; 2—штурвал управления самолетом со штурвальчиком управления
поворотом колес передней опоры; 3— приборная доска пилотов; 4—пульт пилотов: 5—наса-
док индивидуального обдува; 6—вентилятор; 7—штора; 8—штурвал управления самолетом;
9—правый пульт пилота; /0—педали управления рулем направления с тормозными поднож-
ками; //—центральный пульт; /2—рельсы кресла
Отделка кабины — светло-серых тонов, все рабочие поверхности
пультов, щитков и панелей покрыты матовой (цвета морской вол-
ны) эмалью. Кабина экипажа и приборы освещаются красным или
белым светом.
Все свободные от оборудования места закрыты панелями, кото-
рые представляют собой фанерные листы, оклеенные снаружи се-
рым павинолом. Панели крепятся винтами. За правой и левой зад-
ними потолочными панелями установлены динамики самолетного
громкоговорящего устройства, подход к которым обеспечен через
лючки в панелях. Крышка лючка отделана перфорированным пави-
нолом.
Кресла пилотов (рис. 7.3). Оба кресла пилотов выполнены
одинаково, отличаются друг от друга только тем, что рукоятки уп-
равления подъемом сиденья и продольным перемещением кресла у
первого пилота расположены с правой стороны, у второго пилота —
с левой. Кресло может перемещаться по рельсам пола вдоль каби-
ны (вперед и назад) в пределах 300 мм с фиксированием в край-
них и трех промежуточных положениях через каждые 30 мм от
5 1252
129
Рис. 7.2. Компоновка кабины экипажа:
/—приборная доска пилотов; 2—центральный пульт; 3—кресло правого пилота; 4—правый
пульт пилота; 5—верхний (потолочный) пульт пилотов; 6—рабочее место радиста; 7—крес-
ло радиста; 8—откидное сиденье лоцмана-радиста; 9—технический отсек; 10—туалет; 11—
дверь в кабину экипажа; 12—служебный отсек; 13—откидное сиденье лоцмана-штурмана;
/4—кресло штурмана; /5—кресло бортинженера; 16—рабочее место штурмана; /7—кресло
левого пилота; 18—левый пульт пилота
крайнего положения. Сиденье кресла регулируется по высоте в пре-
делах 100 мм с фиксированием в промежуточных положениях через
каждые 10 мм; подлокотники откидываются вверх до вертикально-
го положения; спинка в исходном положении отклонена от вертика-
ли назад на угол 15° и может быть отклонена с помощью механиз-
ма от исходного положения назад до 3(Г и вперед до 5° с фиксиро-
ванием через каждые 2,5—3°. Кресло имеет плечевые и поясные
ремни, запирающиеся одним замком.
Конструкция кресла состоит из основания, спинки, подушек
спинки и сиденья, подлокотников.
Основание — основная часть кресла, состоящая из литой карет-
ки и литой чашки сиденья. В центре каретки смонтирована направ-
ляющая труба, в которой размещены механизм регулирования и
стопорения сиденья по высоте и пружина подъема сиденья. На ос-
новании каретки установлены четыре ролика для передвижения
кресла по рельсам пола. Рядом с передней парой роликов имеются
штыри, которые фиксируют кресло в рельсах пола. Штыри фикса-
торов связаны тросовой проводкой с рукояткой управления про-
дольным перемещением кресла, установленной на каретке. Спинка
кресла прикреплена к чашке сиденья и удерживается в исходном
положении телескопическими тягами—раскосами, установленными
между чашкой и спинкой. Внутри телескопических тяг смонтирова-
ны шариковые замки, которые фиксируют спинку кресла в откло-
130
ненных и исходном положениях. В нижней части спинки установлен
механизм подтяга плечевых ремней с рукояткой управления. По-
душки спинки и сиденья — мягкие, из поролона и латексной ре-
зины.
Правый и левый подлокотники установлены на спинке и жестко
соединены между собой трубой, проходящей через каркас спинки.
Подлокотники — мягкие, обтянуты кожей. В передней части левого
подлокотника имеется пепельница, в правом подлокотнике смонти-
ровано стопорное устройство с педалькой управления, которое поз-
Рис. 7.3. Кресло пилота:
/—механизм подтяга плечевых ремней; 2—рукоятка управления механизма подтяга пле-
чевых ремней; 3—плечевые ремни; 4—зубчатый сектор; 5—правый подлокотник; 6—педаль-
ка расстопорения подлокотников; 7—телескопическая тяга; 8—поясные ремни; 9—подушка
сиденья; 10—рукоятка управления продольным перемещением; 11—штырь фиксатора; 72-
рукоятка управления подъемом сиденья; 13—каретка; 14—ролики; /5—рукоятка управления
отстопорением сиденья
5*
131
воляет устанавливать подлокотники в горизонтальное положение
при любом отклонении спинки.
При нажатии вверх на рукоятку подъема сиденья отпирается
шариковый замок механизма регулирования и стопорения кресла
по высоте, и пружина выталкивает чашку сиденья по направляю-
щей трубе каретки вверх. Под весом сидящего в кресле чашка
сиденья, преодолевая силу пружины, опускается; при опускании ру-
коятки подъема шариковый замок запирает чашку сиденья в нуж-
ном положении. При одновременном нажатии стаканов обеих те-
лескопических тяг вниз отпираются шариковые замки, что позволя-
ет отклонять спинку кресла назад. Вперед спинка отклоняется под
действием амортизационных шнуров, размещенных внутри телеско-
пических тяг. При перемещении рукоятки управления механизмом
подтяга плечевых ремней вверх ремни застопориваются в любом
промежуточном положении.
Кресло бортинженера (см. рис. 7.3) перемещается п^
рельсам пола вдоль кабины в пределах 740 мм с фиксированием з
крайних и трех промежуточных .положениях с шагом 60 мм от
крайнего переднего положения. Можно также откатить кресло в
крайнее заднее положение (без фиксирования) на 1250 мм от край-
него переднего положения. Вращающееся сиденье, фиксируемое в
рабочем положении, и подлокотники, откидывающиеся вверх до
вертикального положения, обеспечивают удобный доступ в кресло.
Кресло бортинженера, как и кресло пилота, имеет те же углы от-
клонения спинки и плечевые и поясные ремни. Конструкция кресла
аналогична конструкции кресла пилотов.
Кресла штурмана и радиста (рис. 7.4). Конструкции
этих кресел однотипны и кресла взаимозаменяемы. Кресло может
перемещаться вдоль кабины по рельсам пола в пределах 360 мм с
фиксированием в крайних и двух промежуточных положениях с ша-
гом 30 мм от крайнего заднего положения.
Сиденье кресла вращающееся, что удобно в работе и для пово-
рота в положение «Взлет—Посадка», т. е. лицом вперед по полету.
Сиденье регулируется по высоте в пределах 100 мм с фиксирова-
нием в промежуточных положениях через каждые 10 мм, стопорит-
ся в крайнем нижнем положении «Взлет—Посадка» и имеет уст-
ройство поперечного хода с пределами регулирования ±70 мм и ав-
томатическим стопорением в среднем положении. Подлокотники
кресла откидываются вверх до вертикального положения, а спинка
откидывается на сиденье для удобства прохода членов экипажа.
Кресло снабжено поясными ремнями.
В конструкцию кресла входят: основание, спинка, подушка си-
денья и подлокотники. Основание состоит из литой нижней каретки,
малой каретки и литой чашки сиденья. На нижней каретке имеются
четыре ролика, штыревые фиксаторы стопорения кресла в рельсах
пола и рукоятка управления продольным перемещением кресла.
Малая каретка также имеет четыре ролика, которые катятся по
направляющим рельсам, установленным на верхней части нижней
каретки, штыревые фиксаторы стопорения малой каретки и рукоят-
132
15
Рис. 7.4. Кресло штурмана и радиста:
1—рукоятка управления расстопорением поперечного хода; 2—ролик малой каретки, 3—
рельсы движения малой каретки; 4—пепельница; 5—подлокотник; 6—спинка кресла; 7—по-
ясные ремни; 8—подушка сиденья; 9—рукоятка управления подъемом сиденья и расстопо-
рением положения «взлет—посадка»; 10—малая каретка; //—нижняя каретка; 12—паз сто-
порения кресла в положении «взлет—посадка»; 13—труба чашки сиденья; 14—рукоятка уп-
равления продольным перемещением; /5—штырь фиксатора; 16—ролики нижней каретки
ку управления расстопорением поперечного хода малой каретки.
К нижней части чашки сиденья прикреплена труба, которая прохо-
дит через втулку малой каретки. В трубе смонтирован механизм
регулирования и стопорения сиденья по высоте. Рукоятка механиз-
ма имеет защелку, которая входит в зацепление с пазом втулки ма-
лой каретки в момент установки кресла в положение «Взлет—По-
садка». Подушки сиденья и спинки — мягкие, из латексной резины
и поролона.
133
При повороте рукоятки управления продольным перемещением
вверх освобождаются штыри фиксаторов в рельсах пола, и кресло
может перемещаться по направляющим рельсам вперед и назад.
При перемещении рукоятки управления расстопорением попе-
речного хода освобождаются штыри фиксаторов в рельсах нижней
каретки и малая каретка может перемещаться в поперечном нап-
равлении. При отпускании рукоятки малая каретка фиксируется в
рельсах нижней каретки в среднем положении. При отжатии вверх
рукоятки управления подъемом сиденья оно под действием тяжести
сидящего опустится в крайнее нижнее положение. Для регулирова-
ния высоты сиденья следует, не отпуская рукоятки, приподнять
сиденье до нужного положения. При отпущенной рукоятке оно фик-
сируется на установленной высоте. Для фиксирования кресла в по-
ложении «Взлет—Посадка» надо потянуть рукоятку управления
подъемом сиденья вверх, сиденье при этом опустится в крайнее
нижнее положение. При отпускании рукоятки и установке кресла в
положение «Вперед по полету» защелка рукоятки попадает в паз
стопорения втулки малой каретки, фиксирующий кресло от разво-
рота.
Сиденье лоцмана. Конструкция обоих сидений лоцманов
одинакова. Сиденья отличаются только тем, что выполнены в отра-
женном виде. Одно сиденье прикреплено к передней стенке стелла-'
жа радиооборудования, второе — к передней стенке стеллажа нави-
гационного оборудования кабины экипажа. Каждое сиденье скла-
дывается и в сложенном виде, до момента использования, находится
в нижней части стеллажа. Подушки сиденья и спинки — мягкие, из
поролона.
Ножка сиденья — складывающаяся. Для складывания ножки
перемещают ее муфту вниз, при этом фиксирующий штырь выхо-
дит из зацепления с рамой, что позволяет сложить ножку вдоль ра-
мы каркаса—сиденья.
Оборудование рабочих мест пилотов (см.рис. 7.1).
В это оборудование входят: приборная доска со штурвалами управ-
ления самолетом, педали управления рулем направления и тормо-
зами, центральный, левый, правый и верхний (потолочный) пульты
пилотов и прочее оборудование *.
Прочее оборудование. Вентиляторы с мягкими резиновыми ,лопас-
тями смонтированы над рабочими местами пилотов.
Шторки передних окон — тканевые, навернуты на трубы (барабаны) и ус-
тановлены на верхнем переплете четырех передних окон фонаря кабины эки-
пажа. Два левых передних окна зашториваются выдвижением «на себя» шпин-
галета управления шторками на пульте правого пилота, а два правых — выдви-
жением шпингалета на пульте левого пилота. Шпингалеты соединены со штор-
ками тросом или пластмассовой жилкой. В исходное положение шторки
возвращаются силой пружины, расположенной внутри барабана, при снятии со-
ответствующего шпингалета с упора. Шторками пользуются только в трениро-
вочных «слепых» полетах, в обычных полетах шторки не устанавливаются.
Противосолнечные поворотные козырьки из полупрозрачного дымчатого ор-
ганического стекла установлены на переплете фонаря над приборной доской.
* Конструкция пультов и приборной доски пилотов, перечень установлен-
ных на них приборов и аппаратуры даны в гл. 10.
134
Козырьки могут поворачиваться и фиксироваться при помощи зубчатого меха-
низма, закрывая передние окна.
Передвижной противосолнечный козырек из полупрозрачного дымчатого
органического стекла установлен на задних верхних окнах по правому и левому
бортам кабины. Козырек передвигается вдоль направляющих, закрывая любое
из трех задних стекол, и может быть убран в походное положение (выше
заднего стекла) при сдвигании его вверх по вертикальным направляющим.
Форточки левого и правого пилотов — сдвижного типа, открываются, пере-
мещаясь по направляющим, назад; в открытом положении ничем не фиксиру-
ются. К каркасу фонаря форточка прижимается параллелограммным механиз-
мом, препятствующим самопроизвольному открытию форточки.
Штора, отделяющая пилотов от штурмана и радиста, создает необходимое
затенение рабочих мест штурмана и радиста. Штора закреплена на потолке
кабины, изготовлена из непрозрачной шелковой ткани светло-серого цвета и
состоит из двух половин, соединяющихся друг с другом кнопками. В нерабочем
положении она собрана в валик и застегнута ремешками на кнопках.
Насадки индивидуального обдува охлажденным воздухом, уставов пенные
над рабочими местами обоих пилотов, имеют сферическую форму, благодаря
которой сопло струи можно направить в любую сторону.
Выдвижная лампа, расположенная в гнезде на наклонной панели пульта
левого пилота, позволяет, после ее извлечения из гнезда, освещать направлен-
ным лучом любой прибор на рабочем месте левого пилота.
Кассеты поправочных таблиц, установленные слева и справа от верхнегс
пульта па декоративных потолочных панелях, служат для вкладывания в них
поправочных графиков и таблиц, используемых при снятии показаний с прибо-
ров.
Оборудование рабочего места бортинженера.
К его оборудованию относятся: центральный пульт, центральная
часть приборной доски пилотов и передняя часть верхнего пульта.
Оборудование рабочего места штурмана (см.
рис. 7.2). К его оборудованию относятся: приборная доска, прибор-
ные щитки, съемный столик, приборы, установленные под столиком,
электрораспределительные устройства ЦРУ-21 и РУ-23 с аппарату-
рой защиты сетей переменного и постоянного тока и прочее обору-
дование.
Доска столика штурмана—съемная для подхода к оборудова-
нию, расположенному под нчм. На лицевой поверхности столика
имеется квадрат из белого пластика для записей и специальный ре-
зиновый держатель для карандашей. Столик освещается сверху
светильником.
Над верхним приборным щитком установлены кассеты поправочных таб-
лиц и графиков, необходимых штурману для навигационных расчетов во вре-
мя полета. Рядом с кассетами установлен насадок индивидуального обдува
охлажденным воздухом. Слева от штурмана на стенке шп. № 11 закреплен кар-
ман для хранения полетной документации.
Оборудование рабочего места радиста (см. рис.
7.2). К его оборудованию относятся: столик с телеграфным ключом,
панель управления радиоаппаратурой; щиток контроля энергетики;
электрораспределительные устройства РУ-24 и ЦРУ-22 с аппарату-
рой защиты сетей переменного и постоянного тока; приборы, раз-
мещенные под столиком радиста.
Столик радиста состоит из трех частей: неподвижной и двух от-
кидывающихся на общей петле. Под откидной крышкой располо-
жен ящик для хранения полетной документации, доступ к которому
135
возможен после открытия крышки. В открытом положении крышка
фиксируется специальным устройством. Чтобы проникнуть в ящик,
надо открыть его замок и опустить ящик в горизонтальное положе-
ние. Между столиком и панелью управления радиоаппаратурой
имеется ниша для хранения полетной документации, карт и про-
чих предметов, которыми пользуется радист. Под столиком распо-
ложены: розетка для переносной лампы, кислородные приборы ра-
диста и бортинженера, лампа «мышка», ящик с запасными лампа-
ми и распределительная коробка СПУ.
Отделка кабины экипажа. В отделку кабины входят
панели, закрывающие свободные от оборудования участки потолка
и задней перегородки, отделяющей кабину экипажа от переднего
вестибюля. Отделка потолка состоит из пяти потолочных панелей
и одной панели в верхней центральной части задней перегородки.
Каждая панель представляет собой фанерный лист, облицован-
ный с внешней стороны павинолом серого цвета.
За правой и левой задними потолочными панелями установлены
динамики системы оповещения. Для подхода к этим динамикам в
панелях предусмотрены лючки, закрываемые специальными панель-
ками, отделанными перфорированным павинолом.
ОБОРУДОВАНИЕ И ОТДЕЛКА ПАССАЖИРСКИХ САЛОНОВ
Каждая деталь внутренней отделки салонов направлена на соз-
дание максимальных удобств пассажирам. Так, в,ся внутренняя по-
верхность салонов облицована синтетическими негорючими матери-
алами светлых мягких тонов, не вызывающих утомления у пасса-
жиров во время полета и создающих впечатление простора, пол уст-
лан синтетическим ковром, окна снабжены шторками-светофильт-
трами. Вдоль обоих бортов расположены сплошные полки для мел-
ких вещей; на нижней поверхности полок установлены индивиду-
альные панели пассажиров, на которых смонтированы регулируе-
мые насадки индивидуальной вентиляции, регулируемые лампы
для чтения и кнопки-лампы вызова бортпроводника. Салоны хоро-
шо освещаются потолочными плафонами, радиофицированы. При
ночных полетах, когда общее освещение бывает выключено и оста-
ется только дежурное освещение, пассажир может включить од-
ну из трех регулируемых ламп, расположенных над его головой на
индивидуальной панели пассажиров.
Кресла красивы и удобны. Размеры кресел, их пропорции, а
также правильно подобранный профиль сиденья и спинки снижают
утомляемость пассажира при длительном полете. Спинки кресла,
как обычно, могут отклоняться назад, что позволяет пассажиру за-
нять удобную позу, а на случай грубой посадки имеют возможность
наклоняться и вперед. Такая особенность конструкции кресла пре-
дохраняет сзади сидящих пассажиров от ушибов.
Для бортпроводников установлены два трехместных складыва-
ющихся сиденья.
136
Рис. 7.5. Пассажирское кресло туристского класса:
/—сиденье кресла; 2—подлокотник с управлением ц пепельницей; 3—спинка кресла; 4—
подголовник; 5—подлокотник без управления; 6—каркас кресла; 7—опора; 8—подушка
спинки; 9—чехол спинки; 10—задняя пластина; 11—крючок; 12—обшивка с карманом; 13-
каркас сиденья; 14—кронштейн спинки; 15—чехол сиденья; 16—каркас сиденья; /7—карман
для спасательного жилета; 18—подушка сиденья
Пассажирские кресла туристского класса вы-
полнены в виде трехместных блоков (рис. 7.5). Блоки кресел, уста-
новленные по левому и правому бортам салонов, имеют одинаковую
конструкцию, но выполнены в отраженном виде. Каждый блок кре-
пится к рельсам пола и может быть легко демонтирован. Мини-
мальный шаг установки кресел туристского класса 750 мм. Каж-
дое пассажирское место снабжено привязными ремнями с замком.
Кресла обеспечивают удобное пребывание в них пассажиров в усло-
виях длительного полета и безопасность в случае грубой или вы-
нужденной посадки самолета на грунт или водную поверхность.
Спинка кресла в исходном положении отклонена от вертикали на
угол 15° и может отклоняться от этого положения назад до 36°.
Для удобства подхода пассажира к своему месту и улучшения ус-
137
ловий обслуживания салона спинки кресел свободно опускаются
вперед на сиденья. Для этих же целей сиденья и подлокотники под-
нимаются до вертикального положения. Снизу на каждом сиденье
имеется карман для хранения индивидуальных спасательных жиле-
тов при полетах над водной поверхностью. Каждое пассажирское
место имеет откидной столик, расположенный в спинке впереди сто-
ящего кресла, сохраняющий горизонтальное положение независимо
от наклона спинки, к которой он прикреплен. Столик имеет углуб-
ление для стакана. Сзади на спинке кресла установлен крючок для
легкой верхней одежды пассажира и два кармана: внутренний —
для гигиенического пакета и внешний сетчатый — для литературы.
Основным элементом кресла является каркас, представляющий
собой трубу, на которой смонтированы все части кресла.
В основании каждой ножки (опоры) установлены три штыря
крепления кресла к рельсам пола, фиксатор, стопорящий кресло в
рельсах от продольного перемещения, и ручка фиксатора.
В боковых и средних кронштейнах (под правую руку) смонти-
рованы механизмы отклонения спинки. На кронштейнах имеются
приливы, ограничивающие движение сиденья вниз. В подлокотни-
ках под правую руку смонтированы пепельницы и кнопки управле-
ния механизмом отклонения спинки. Механизм управления откло-
нением спинки позволяет плавно отклонять и фиксировать спинку
кресла в любом положении.
При нажатии на кнопку управления механизмом отклонения
спинки срабатывает кинематика замка и при легком нажатии на
спинку кресла последняя отклоняется. После отпускания кнопки
управления спинка фиксируется в отклоненном положении. Для
возвращения спинки в исходное положение надо прекратить нажи-
мать на спинку, нажав кнопку управления.
Пассажирские кресла первого класса выполнены
в виде двухместных блоков (рис. 7.6). Так же, как и у кресел ту-
ристского класса, блоки левого и правого бортов салона выполне-
ны в отраженном виде, имеют аналогичное крепление к рельсам по-
ла, карманы для хранения индивидуальных спасательных жилетов
при полетах над водными пространствами, привязные ремни и от-
кидные столики. Минимальный шаг установки кресел 990 мм.
К каждому креслу прикладываются две подножки. Спинка кресла
в исходном положении отклонена от вертикали назад на уго i 24°
и с помощью механизма может быть отклонена от исходного поло-
жения назад еще на 25° с фиксированием промежуточных положе-
ний через каждые 4°. Подлокотники кресла не откидываются. Для
удобства обслуживания салона спинки откидываются на сиденья, а
подушки сидений поднимаются до вертикального положения. Кар-
кас, являющийся основным элементом кресла, состоит из двух труб,
на которых смонтированы ножки кресла и кронштейны для уста-
новки подлокотников, спинок, сидений и рычагов откидных столи-
ков. На крайних кронштейнах каркаса смонтированы механизмы
отклонения и фиксирования спинок кресел. Кнопки управления ме-
135
Рис. 7.6. Пассажирское кресло первого класса:
/—стопор; 2—ножка кресла; 3— боковина; 4— кнопка управления замком отклонения и
фиксации спинки кресла; 5—подлокотник; 6—столик; 7—спинка кресла; 8—подголовник;
9—средний подлокотник; 10—привязной ремень; //—пепельница; /2—подушка сиденья; /3—
столик; 14—сепаратор для фужеров; 15—полочка в нише
ханизмом отклонения и фиксирования расположены в крайних под-
локотниках.
При нажатии на кнопку можно отклонить спинку кресла в нуж-
ное положение, при отпускании кнопки спинка фиксируется в отк-
лоненном положении. При нажатии на кнопку вторично пружина,
действующая на рычаг, возвращает спинку в исходное положение.
Средняя часть кресла выполнена в виде столика, изготовленно-
го из панелей древесины, облицованных декоративным стеклопла-
стиком. Столик имеет переднюю и заднюю ниши с полочками для
хранения различных предметов пассажира и в передней части —
два выдвижных сепаратора с отверстиями для установки фужеров.
Сиденья бортпроводников. Для бортпроводников име-
ются два трехместных складывающихся сиденья, которые в нера-
бочем положении убираются в специальные кожухи с нишей, уста-
новленные на перегородках. Каждое сиденье имеет спинку и снаб-
жено тремя парами привязных ремней. Переднее сиденье установ-
лено в переднем вестибюле у передней входной двери и обращено
назад (против полета), заднее сиденье — в отсеке буфета-кухни у
задней входной двери и обращено вперед (по полету).
139
Конструктивно оба сиденья выполнены одинаково с тем отличи-
ем, что привязные ремни переднего сиденья крепятся непосредст-
венно к сиденью, а привязные ремни заднего сиденья не связаны с
сиденьем и крепятся к специальной силовой балке.
При складывании сиденья спинка разворачивается обратной
стороной и служит крышкой, закрывающей нишу в перегородке.
Поэтому с одной стороны спинка обтянута павинолом, которым об-
тягивается перегородка, с другой стороны на ней укреплена подуш-
ка. На спинке имеется замок с защелкой и ручкой управления (для
запирания сиденья в убранном положении). В рабочем положении
сиденье опирается на подкос.
Столики. Четыре складных столика для пассажиров, занима-
ющих первые ряды, установлены на впереди стоящих перегород-
ках. Каждый столик рассчитан на обслуживание трех пассажиров.
Столик состоит из двух панелей: узкой и широкой, облицованных
стеклопластиком. На верхней поверхности широкой панели вреза-
ны три металлических сепаратора — чаши для удержания стаканов
и фужеров во время полета. Узкая панель прикреплена неподвиж-
но к кронштейнам на перегородке, широкая крепится к узкой на
петле. В нерабочем положении широкая панель откидывается вниз
и удерживается в этом положении замком. В рабочем положении
панель опирается на подкосы.
На самолетах в компоновке на 140 пассажирских мест для пас-
сажиров, занимающих первый ряд в салоне первого класса, уста-
новлены на впереди стоящей перегородке четыре складных столи-
ка, каждый на одного пассажира.
Детские люльк и. Для детей грудного возраста на самолете
предусмотрено восемь люлек: три люльки устанавливаются в спе-
циальные гнезда передних перегородок пассажирских салонов и
пять подвешиваются к поручням багажных полок (в любом месте).
В нерабочем положении все люльки укладываются в чехлы и под-
вешиваются на трубы гардеробов.
Бортовая самолетная тележка предназначена для
удобства обслуживания пассажиров во время полета. Она имеет
верхний, средний и нижний столы и сепаратор. Конструкция те-
лежки — складывающаяся, что делает ее удобной в эксплуатации.
Торможение и растормаживание тележки производится нажатием
ногой соответственно на верхнюю или нижнюю педали тормозного
устройства. В походном положении тележка складывается и зак-
репляется ремнями на стенке шп. № 43 по левому борту.
Складное сиденье бо ртп ро во д н и к а. Для удобства
работы бортпроводника в подпольном пространстве буфета-кухни
имеется складное сиденье. Сиденье в сложенном виде закрепляется
амортизационным шнуром на левом борту между шп. № 40—41
в подпольном пространстве буфета-кухни.
Отделка пассажирских салонов. На самолете два
пассажирских салона — передний и задний. Стены отделаны пане-
лями из профилей магниевого сплава, обтянутых павинолом. Окон-
140
ные панели — пластмассовые со шторками из затемненного орг-
стекла. Низ салона замыкает фальшборт, отделанный павинолом.
Освещаются салоны плафонами, расположенными по бокам цен-
тральной потолочной панели. По бортам над креслами установлены
багажные полки для головных уборов и мелкой клади пассажиров.
Полы салонов устланы синтетическими коврами на подкладке ив
губчатой резины. На перегородках имеются шторы. В переднем са-
лоне по правому борту сделана запасная дверь, в заднем по лево-
му и правому бортам — четыре аварийные двери, отделка которых
по цвету и внешнему виду повторяет отделку пассажирских са-
лонов.
В отделку пассажирских салонов входят: центральная потолоч-
ная панель, плафоны освещения, боковые потолочные панели, над-
полочные панели, багажная полка, подоконная панель, оконные па-
нели, фальшборт, настил полов, дверные шторы, отделка запасной
двери и аварийных выходов.
Центральная потолочная панель является элементом отделки
потолка салона на участке от передней перегородки у шп. № 15 до
перегородки у шп. № 73. Одновременно эта панель служит нижней
стенкой короба общей вентиляции. Центральная потолочная панель
состоит из отдельных панелей, соединенных друг с другом через от-
делочные профили. С лицевой стороны, снизу, панели обтянуты па-
винолом. Крепление панелей выполнено винтами.
Плафоны размещаются вдоль салона по обе стороны от цент-
ральной потолочной панели и примыкают к ней. Секции плафонов
и боковые потолочные панели, скрепленные между собой винтами,
составляют единую плафонную панель, откидывающуюся к борту
на петлях. Со стороны центральной потолочной панели к секциям
плафона привернута вентиляционная решетка, через которую воз-
дух поступает в пассажирский салон из короба общей вентиляции.
К центральной потолочной панели секции плафонов прикреплены
невыпадающими винтами через отверстия вентиляционной решетки.
Надполочная панель является элементом отделки части потолка
салона между багажной полкой и боковой потолочной панелью.
Надполочная панель состоит из отдельных панелей, обтянутых па-
винолом. Панели прикреплены к шпангоутам: внизу штырями в
гнезда шпангоутов, вверху винтами.
Багажные полки состоят из отдельных секций, которые соединя-
ются между собой болтами. Силовой частью каркаса являются
кронштейны из магниевого сплава, связанные между собой про-
дольным набором профилей. Сверху на секции положен гофриро-
ванный лист из магниевого сплава. Снизу полка закрывается двумя
откидными панелями, обтянутыми павинолом и установленными на
одной общей петле. На средней откидной панели смонтированы па-
нели индивидуального обслуживания пассажиров. К крайней к бор-
ту откидной панели привернута вытяжная решетка.
Средние панели в закрытом положении запираются пружинны-
ми замками, крайние в закрытом положении удерживаются лирка-
141
ми. Багажные полки прикреплены винтами к шпангоутам фюзеля-
жа. Поручень крепится к багажной полке винтами.
Надоконная панель является элементом отделки участка борта
пассажирских салонов между багажной полкой и оконными пане-
лями, и состоит из отдельных состыкованных между собой пане-
лей, обтянутых павинолом. Внизу надоконные панели крепятся
штырями в отверстия межоконных панелей, вверху — винтами к
шпангоутам.
Оконные панели являются элементом отделки оконных прое-
мов и мен.оконных пространств. Со стороны салона межоконные
панели оклхяы поролоном и обтянуты павинолом. Оконные рамки
являются деянью отделки оконных проемов кабины. Собранная
рамка состоит из наружной и внутренней пластмассовых окантовок,
между которыми предусмотрена щель для прохода шторки, движу-
щейся в вертикальном направлении по направляющим профилям,
закрепленным между окантовками. На профилях установлены две
пружины с роликами для торможения шторок. Оконная шторка вы-
полнена из затемненного стекла и имеет ручку для перемещения.
Внизу оконные рамки крепятся на штыри, установленные на
оконных окантовках фюзеляжа, вверху — винтами к межоконным
панелям.
Фальшборт является элементом отделки бортов нижней части
салонов, от оконных панелей до отопительных коробов, установ-
ленных на полу салона. Фальшборт состоит из отдельных панелей,
оклеенных павинолом и соединенных друг с другом через про-
фили.
Вверху фальшборт крепится на штыри, установленные на окон-
ных окантовках фюзеляжа, внизу — винтами к шпангоутам. Щель
между фальшбортом и отопительным коробом закрывается отде-
лочной лентой на лирках.
Панели пола покрываются синтетическими ковраМи на подклад-
ке из губчатой резины. Ковры прикреплены пружинами к направля-
ющим рельсам для кресел. Пружина заводится в паз рельса и лап-
ками отбортованного профиля, приклепанного к ней, прижимает
край ковра.
Запасная выходная дверь. Оконная рамка конструктивно выпол-
нена аналогично оконным рамкам салонов. Наружная оконная
окантовка состоит из двух частей, соединенных между собой петля-
ми. Нижняя часть окантовки прикреплена винтами к каркасу две-
ри, а верхняя образует откидную створку, закрывающую рукоятку
механизма запирания двери. При откидывании створки шторка, не
удерживаемая пружинами, падает вниз и освобождает подход к ру-
коятке механизма запирания двери. В закрытом положении створка
удерживается лирками. Низ двери отделан павинолом.
Аварийные выходы. Оконные рамки и низ аварийных
выходов конструктивно выполнены аналогично запасной двери.
142
БУФЕТ-КУХНЯ
Между передним и задним пассажирскими салонами располо-
жен буфет-кухня, имеющий дополнительное подпольное помещение.
Буфет-кухня (рис. 7.7) состоит из отдельных буфетных стоек и
стеллажей, установленных по обоим бортам фюзеляжа, и
стеллажа в подпольной части буфета. Подпольная часть буфета
сообщается с надпольной грузовым лифтом. В районе задней вход-
ной двери в полу имеется люк для доступа в полете в подпольную
часть буфета.
В основном стандартном варианте в буфете-кухне размещено
следующее съемное оборудование: 8 электродуховых шкафов
ЭДШС-З; 10 универсальных электрокипятильников и 68 или 54
контейнера бортпроводника. В зависимости от компоновки пасса-
жирских салонов и трассы самолета буфет-кухня может оснащать-
ся дополнительным оборудованием.
Оборудование и продукты питания загружаются в буфет-кухню
через буфетную дверь, в подпольную часть буфета — через загру-
зочный люк в нижней части на правом борту фюзеляжа.
Бортпроводники, работающие в буфете-кухне, имеют в своем
распоряжении телефон для связи с членами экипажа и микрофон
для оповещения пассажиров, кислородные приборы и электрощи-
ток. Дополнительное оборудование буфета-кухни размещается за
счет снятия одного ряда кресел в переднем пассажирском салоне и
монтажа съемной перегородки, образующей дополнительный буфет-
ный отсек, в котором могут быть установлены два дополнительных
выдвижных стеллажа с 12 контейнерами бортпроводника в каждом.
Вместо четырех электродуховых шкафов на передней стойке по ле-
вому борту может быть установлена кассета для восьми «боксов»
под вторые блюда, вместо четырех контейнеров бортпроводника в
нижней части правой передней стойки — две дополнительные эта-
жерки под четыре «бокса» каждая.
Для естественного освещения в дневное время на потолке име-
ются три круглых окна. Отделка бортовых стенок буфета и бытово-
го помещения выполнена антисептированными фанерными листами,
оклеенными с лицевой стороны павинолом. Полы в буфете и в про-
ходе между бытовым помещением и туалетом покрыты листами из
пористой резины с крупнорельефной поверхностью, которые при-
клеены к панелям пола. В бытовом помещении на полы наклеены
листы из полихлорвинила. Входные и буфетные двери отделаны
листом из магниевого сплава, оклеенным павинолом. Шторы буфе-
та мягкие, из портьерной ткани.
Электрод уховой шкаф ЭДШС-З предназначен для хранения з ох-
лажденном состоянии вторых блюд и для их разогревания перед подачей пас-
сажирам. Кроме того, шкаф может быть использован для доставки продуктов
питания на борт самолета и для их охлаждения с помощью сухого льда. На
передних дезой и правой стойках буфета-кухни установлены восемь съемных
электродухозых шкафов (по четыре на каждой стойке).
Нагревательные элементы духового шкафа питаются трехфазным перемен-
ным током напряжением 200 В, управление осуществляется от сети постоянно-
го тока напряжением 27 В.
143
8
Рис. 7.7. Буфет-кухня (компоновочная схема):
/__стеллаж дЛя контейнеров; 2—ограждение люка; 3—люк в подпольную часть буфета; 4—откидной столик; 5—передняя стойка по
левому борту; 6—передняя стойка по правому борту; 7—средняя стойка по правому борту; 8—задняя стойка; 9—грузовой лифт; 10—
стеллаж подпольной части буфета; //—загрузочная дверь; /2—электрощиток бортпроводника; 13—съемные перегородки; 14—дополнитель-
ные выдвижные стеллажи; /5—аптечка; 16—бортовая самолетная тележка; /7—служебное помещение
Универсальный электрокипятильник КУ-2 О ОМ 15 предназ-
начен для кипячения жидкостей (питьевой воды, бульонов и т. д.), сохранения
жидкостей в горячем состоянии (термос).
В буфете-кухне установлены 40 электрокипятильников: восемь — на задней
стойке по правому борту, два — на средней стойке по правому борту.
Нагревательные элементы кипятильника питаются трехфазным перемен-
ным током напряжением 200 В, управление осуществляется от сети постоянного
тока напряжением 27 В.
Электроплитка предназначена для поддержания температуры в со-
тейниках, вынутых из электродуховых шкафов после разогревания пищи. Элек-
троплитка вмонтирована в сервировочный стол передней стойки буфета по пра-
вому борту так, чтобы крышка плитки была расположена заподлицо со столом.
Плитка может работать в двух режимах: «Слабо» и «Сильно». Плитка питается
трехфазным переменным током напряжением 200 В, управление осуществляется
от сети постоянного тока напряжением 27 В.
Контейнер бортпроводника предназначен для доставки на са-
молет и хранения во время полета продуктов питания, посуды, бытового инвен-
таря, литературы и т. д.
Контейнеры устанавливаются в стойках и стеллажах буфета-кухни.
Электрощиток бортпроводника расположен между средней и задней
буфетными стойками по правому борту фюзеляжа и является архитектурным
элементом, связывающим последние. Шиток прикреплен к конструкции самоле-
та с помощью петли и двух ручных винтовых замков и удерживается в открытом
положении ремнями. На щитке размещены: светосигнализаторы вызова бортпро-
водника, выключатели и светосигнализаторы сигнализации освещения салонов,
выключатели управления электрооборудованием кухни и подогревом воды в туа-
летах.
Электрохолодильник С X Ш-1 0 0 предназначен для хранения про-
дуктов питания на борту самолета. Холодильник устанавливается по левому
борту фюзеляжа в нижней части передней буфетной стойки.
Буфетные стойки. Все буфетные стойки имеют разъемную конструк-
цию, состоящую из нижней и верхней частей, разделенных между собой серви-
ровочным столом.
Ниши под съемное оборудование имеют направляющие профили и замки
для крепления оборудования.
Все буфетные стойки прикреплены к рельсам пола специальными пласти-
нами через резиновые прокладки. Штыри замков, входящие в отверстия рель-
сов, препятствуют перемещению стоек вдоль рельсов. В верхней части каждая
буфетная стойка поддерживается штырями, проходящими через амортизаторы,
установленные на каркасе фюзеляжа.
В верхней части передней стойки по правому борту устанавливаются че-
тыре съемных электродуховых шкафа. С правой стороны от ниши имеет я
шкафчик, сверху — решетка для отсоса воздуха с двумя насадками индивиду-
ального обдува. Сверху расположены два шкафчика с индивидуальными спа-
сательными жилетами и ниша для мелких вещей. На сервировочном сто.'ю с
левой стороны установлена электроплитка, с правой — выдвижной столик для
резки продуктов. Над сервировочным столом имеется ниша, стол освещается
тремя лампами подсвета. В нижней части буфетной стойки устанавливаются
восемь контейнеров бортпроводника.
Конструктивно передняя стойка по левому борту выполнена как отражен-
ный вид передней стойки по правому борту, но не имеет элект^плитки на '">0-
вировочпом столе и выдвижного столика для резки продуктов. В нижней части
стейки установлен электрохолодильник.
В верхней части средней стойки по правому борту установлены два элек-
трокипятильника. С правой стороны размещена элсктропанель с выключателя-
ми, лампами контроля работы и кнопкой проверки работоспособности электро-
кипятильников, шкафчик, ящик для денег. Со стороны прохода на верхней час-
ти стойки укреплено зеркало, над зеркалом — решетка с динамиком громкогово-
рящего устройства. В нижней части буфетной стойки устанавливаются три кон-
тейнера бортпроводника. Со стороны прохода имеются место и шипа для лиф-
та. Для возможности осмотра лифта передняя часть сервировочного стола уста-
145
новлена на штырях и лирочных замках. С правой стороны стола смонтирован
откидной стол.
В верхней части задней стойки по правому борту установлены восемь элек-
трокипятильников. Вверху размещена электропанель с выключателями, лампами
контроля работы и кнопкой проверки работоспособности электрокипятильников,
внизу — шкафчик. С правой стороны сервировочного стола встроена раковина-
мойка, под ней установлен мусоросборник и два контейнера бортпроводника.
Сервировочный стол освещается двумя лампами подсвета.
Задняя стойка по левому борту представляет собой стеллаж, в котором
устанавливаются 10 контейнеров бортпроводника. Ниши для контейнеров за-
крываются шестью створками. Со стороны входной двери на перегородке
смонтирован откидной столик, в походном положении столик удерживается зам-
ком (защелкой), в рабочем—двумя подкосами.
Подпольная часть буфета размещена между шп. № 35 41 в
герметичной части фюзеляжа. Загрузочный люк расположен на правом борту
фюзеляжа. Проход в подпольную часть буфета из помещений пассажирских
салонов осуществляется через люк в полу вестибюля у задней входной двери,
а из багажно-грузового помещения № 1 — через дверь в торцовой перегородке
по шп. № 34.
Для подхода к антеннам системы радионавигации в полу подпольной части
буфета имеются люки. По правому борту установлен стеллаж, на котором раз-
мещаются 23 контейнера бортпроводника; в нем же предусмотрено место для
лифта и ниша для загрузки лифта.
Ограждение люка представляет собой поручень из металлической тру-
бы прямоугольного сечения. В походном положении поручень поднят и закреп-
лен на перегородке технического отсека по левому борту, в рабочем положе-
нии поручень опущен и укреплен в гнезде, установленном на перегородке, при-
мыкающей к задней стойке буфета по левому борту.
Дополнительное оборудование. К этому оборудованию отно-
сятся: дополнительные стеллажи, кассета для восьми «боксов» под вторые блю-
да, этажерки для четырех «боксов» и электрохолодильник СХШ-100. В допол-
нительные стеллажи устанавливаются выдвижные стеллажи с 12 контейнерами
бортпроводника. Со стороны проема, через который выдвигается стеллаж, на
кожухе укреплена створка, запирающая стеллаж от самопроизвольного выдви-
гания. При выдвигании стеллажа створка отбрасывается на пол и служит ос-
нованием, по которому перекатывается стеллаж. Сверху на выдвижном стел-
лаже имеется сервировочный стол, которым пользуются при выдвинутом поло-
жении стеллажа.
Кассету для восьми «боксов» устанавливают в верхней части переднего стел-
лажа по левому борту вместо четырех духовых шкафов.
Этажерки для четырех «боксов» монтируют в нижней части переднего стел-
лажа по правому или полевому борту самолета, каждая вместо двух контей-
неров бортпроводника.
Грузовой лифт буфета-кухни (рис. 7.8). Грузовой лифт
предназначен для подъема и опускания грузов только в контейне-
рах бортпроводника. Допускаемая эксплуатационная масса 30 кг.
Шахта грузового лифта соединяет нижнюю часть среднего буфета
по правому борту и стеллаж подпольной части буфета. Клеть лиф-
та движется электромеханизмом МКЛ-2 по четырем направляющим
рельсам с помощью тросовой системы.
Конструкция лифта состоит из клети, тросовой системы, меха-
низма шторки и редуктора с электромеханизмом.
Клеть представляет собой ящик, выполненный из отдельных па-
нелей, которые изготовлены из деревянных реек и обшиты с обеих
сторон фанерными листами с пенопластовым наполнителем. На
крышке и дне клети установлены гнезда с накидными гайками для
закрепления тросов с шариковой заделкой. Клеть имеет второе
146
5
Рис. 7.8. Грузовой лифт:
/—тандер; 2—дублирующий выключатель с лампой контроля; 3—длинный
трос; 4—шторка; 5—направляющие ролики; 6—направляющие рельсы; 7—вы-
ключатель с лампой контроля; 8—клеть; 9—электромеханизм; 10—редуктор;
//—короткий трос; /2—подвижное дно; /3—гнездо закрепления троса; 14—ша-
риковая заделка; 15—накидная гайка; 16—собачка; 17—концевой выключа-
тель; 18—крышка кожуха; 19—защитный кожух
подвижное дно и два концевых выключателя. Тросовая система
состоит из короткого и длинного тросов. Один конец каждого троса
укреплен в гнезде клети, второй — в барабане редуктора. Концы
укреплены таким образом, что при вращении барабана в любую
сторону один трос наматывается на барабан, а второй — сматыва-
ется.
Шторка служит для закрывания проема лифта в нижней части
средней буфетной стойки в момент опускания клети. Механизм
шторки установлен в верхней части шахты лифта на передних рель-
147
сах. Один конец шторки укреплен на барабане, второй — на перед-
ней кромке верхней панели клети. При опускании клети шторка,
сматываясь с барабана, вращает его и заводит пружину. При под-
нятии клети барабан под воздействием заведенной пружины нама-
тывает на себя шторку.
Редуктор, установленный в стеллаже подпольной части буфета,
служит для передачи движения от электромеханизма на барабан
редуктора и является базой для крепления электромеханизма.
Выключатели и светосигнализаторы контроля движения клети
размещены на панелях управления грузовым лифтом. Выключатель
на панели управления, установленной с правой стороны нижней
части буфетной стойки по правому борту, управляет движением
клети только вниз; выключатель на панели, установленной с левой
стороны проема лифта в стеллаже подпольной части буфета, управ-
ляет движением клети только вверх. Движение клети ограничено
концевыми выключателями, установленными внутри электромеха-
низма. В момент движения клети загораются оранжевые светосиг-
нализаторы, сигнализирующие о движении клети. При установке в
клеть негабаритного груза или при небрежной установке контейне-
ра бортпроводника (контейнер не дослан до конца клети) подвиж-
ное дно опускается и нажимает на концевой выключатель под
дном, электромеханизм обесточивается и не включается при вклю-
чении выключателя лифта. При правильной установке контейнера
бортпроводника нижняя задняя кромка контейнера нажимает на
собачку второго концевого выключателя в конце клети и через нее
на концевой выключатель, электромеханизм вновь оказывается под
напряжением. В этом случае при нажатии выключателя лифта
клеть начинает двигаться и светосигнализаторы загораются.
ЗАДНИЙ ГАРДЕРОБ
Задний гардероб размещается в хвостовой части самолета меж-
ду шп. № 78 и 85. В гардеробе установлены трубы для вешалок под
верхнюю одежду пассажиров и полки для головных уборов. Перед-
ней стенкой гардероба служат съемные створки, закрывающие
электрооборудование, установленное на стенке шп. № 78.
Нижние борТовые стенки гардероба съемные для доступа к гер-
мсразъемам и механизму балансировки крышки люка багажно-
грузового помещения № 3. Задний гардероб освещается тремя ил-
люминаторами, расположенными на потолке. Вход в задний гарде-
роб на шпангоуте № 75 закрывается металлической дверью и за-
пирается на замок.
Отделка потолка, боковых стенок и задней стенки выполнена
фанерными листами антисептированными и окрашенными в серый
цвет.
ТУАЛЕТЫ
На самолете пять однотипных туалетов (рис. 7.9). Туалет пред-
ставляет собой кабину, оборудованную туалетной стойкой и унита-
зом. Туалетная стойка состоит из нижнего стеллажа и верхнего
148
Рис. 7.9. Туалет:
/—бачок для подогрева воды; 2—мусоросборник; 3—контейнер бортпроводника: 4—
раковина; 5—мыльница; 6—полочка; 7—кран-смеситель; 8—термос с питьевой водой,
9—зеркало; 10— плафон освещения; 11—шкаф; 12— поясняющие трафареты; 13—ро-
зетка для подключения электробритвы; 14—кнопка вызова бортпроводника; 15—.
ящик для салфеток; 16—бумажный стаканчик; /7—столик; 18—поддон для стока
воды; 19—ящик для туалетной бумаги; 20—ящик для использованных полотняных
салфеток; 21—унитаз; 22—кожух; 23—кнопка смыва унитаза; 24— решетка для по-
дачи теплого воздуха; № 1, 2, 3, 4, 5—номера туалетов
шкафчика с зеркалом. На нижнем стеллаже расположены: умы-
вальник, мусоросборник, контейнер бортпроводника (бытовой),,
ящик для использованных полотняных салфеток, ящик для туалет-
ней бумаги, кнопка смыва унитаза и бачок для подогрева воды.
В верхнем шкафчике размещены: плафон освещения, электро-
щиток с розеткой для электробритвы и кнопкой вызова бортпро-
водника, ящик для бумажных салфеток, термос с питьевой водой,
149
стаканодержатель для бумажных салфеток, термос с питьевой во-
дой, стаканодержатель для бумажных стаканчиков, поясняющие
трафареты. Унитаз закрыт декоративным кожухом с решеткой для
подачи теплого воздуха.
ПЕРЕДНИЙ И ЗАДНИЙ ВЕСТИБЮЛИ
Передний вестибюль расположен у передней входной двери.
В нем размещен служебный отсек, два туалета, сиденье бортпро-
водников.
По левому борту устанавливается антисептированный и обра-
ботанный грунтом фанерный лист с наклеенным павинолом.
Потолочные панели обтянуты павинолом. Для подхода к монта-
жам системы кондиционирования в верхней части фюзеляжа пото-
лочные панели откидываются вниз на петлях, установленных вдоль
продольной перегородки туалетных комнат. С левой стороны по по-
лету потолочные панели крепятся с помощью лирочных замков.
При открывании потолочных панелей первой открывается передняя
панель.
Передняя панель, установленная в верхней части шп. № 11, слу-
жит карнизом двери в кабину экипажа.
Настил пола выполнен из полихлорвинилового листа.
Служебный отсек расположен по левому борту вестибюля.
В нем размещены: агрегаты пилотажно-навигационного оборудова-
ния, кислородные баллоны, аварийно-спасательная радиостан-
ция, баллон надувного трапа, личные вещи и верхняя одежда чле-
нов экипажа.
Задний вестибюль находится у задней входной двери. В нем
расположен буфет-кухня, гардероб и туалет, отделка которых при-
ведена выше. В вестибюле установлено также сиденье бортпровод-
ников.
ГРУЗОВЫЕ, СЛУЖЕБНЫЕ И ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ
ПОМЕЩЕНИЯ
К грузовым и вспомогательным помещениям относятся багажно-
грузовые помещения № 1,2, 3, 4, подпольная часть буфета и слу-
жебные отсеки с оборудованием (рис. 7.10). Багажно-грузовые по-
мещения ограничиваются торцовыми перегородками, выполненны-
ми в виде листовых панелей, подкрепленных прессованными профи-
лями.
Грузы, загружаемые в багажно-грузовые помещения № 1, 2 и 3,
удерживаются от продольных перемещений прочными легкосъем-
ными сетками из капроновых лент. Сетки размещаются по грани-
цам зон, обозначенных красными полосами на боковых стенках ба-
гажно-грузовых помещений, и крепятся карабинами к кольцеобраз-
ным швартовочным узлам, установленным в отсеках. Тяжелые ма-
логабаритные грузы, перевозимые в багажно-грузовых помещениях
№ 1, 2, 3 и 4, швартуются специальными швартовочными ремнями
.150
Установка сеток Установка фартука
Рис. 7.10. Схема размещения грузовых, служебных и вспомогательных помеще-
ний на самолете:
/-багажно-грузовое помещение № 4; 2—багажно-грузовое помещение № 3; 3—багажно-гру-
зовое помещение № 2; 4—подпольная часть буфета; 5—карман на левом борту для швар-
товочных ремней; 6—-багажно-грузовое помещение № 1; 7—задний служебный отсек; 8 —
крепление лямок сеток к швартовочным узлам на потолке багажного помещения; 9~креп-
ление лямок сеток к швартовочным узлам на полу багажного помещения; 10—люк ба-
гажно-грузового помещения; //—«фартук» в убранном положении; /2—«фартук» в поход-
ном положении
за кольца на полу отсеков. Швартовочные ремни для всех четырех
багажно-грузовых помещений хранятся в специальном кармане,
расположенном между шп. № 37—38 на левом борту подпольной ча-
сти буфета. В багажно-грузовых помещениях № 1, 2 и 3 перегород-
кой, предохраняющей крышку загрузочного люка в закрытом поло-
жении от попадания на нее грузов, является капроновый «фартук»,
устанавливаемый перед проемом загрузочного люка после оконча-
ния загрузки багажного помещения.
151
В открытом положении крышки загрузочных люков багажно-
грузовых помещений № 1 и 2 защищены специальными кожухами,
которые устанавливаются по правому борту. В полете в багажно-
грузовые помещения № 1, 2 и 3 можно проникнуть из пассажирско-
го салона: в помещение № 1 проход обеспечен через дверь в перед-
ней торцовой перегородке подпольной части буфета, а в помещения
№ 2 и 3 — через люки в полу пассажирского салона.
Багажи о-г рузовые помещения № 1 и 2 расположены в
герметичной части фюзеляжа.
Багажно-грузовое помещение № 1 ограничено торцовыми пере-
городками по шп. № 17 и 34. Загрузочный люк № 1 расположен на
правом борту фюзеляжа между шп. № 24 и 27. Багажно-грузовое
помещение № 2 ограничено торцовыми перегородками по шп. № 64
и 74. Загрузочный люк № 2 расположен на правом борту фюзеля-
жа между шп. № 70 и 72. Багажно-грузовые помещения № 1 и 2
имеют одинаковую конструкцию пола, боковых стенок, потопка
и различаются только конструкцией торцовых перегородок и дли-
ной.
Панели торговой перегородки по шп. № 17 прикреплены к поясам верти-
кальных балок шп. № 17. Панели несъемные, за исключением двух центральных,
через которые осуществляется монтаж балластного бака.
Панели торцовой перегородки по шп. № 34 прикреплены к четырем верти-
кальным балкам шп. № 34. Для прохода в буфетный отсек в перегородке име-
ется дверь, запираемая замком с ключом.
Панели торцовой перегородки по шп. № 64 прикреплены к поперечной балке
шп. № 64 и к продольным вертикальным балкам между шп. № 63—64.
Для подхода к механизму - привода закрылков и к баллонам системы нейт-
рального газа в перегородке имеются съемные панели и люки с крышками на
петлях.
Панели торцовой перегородки по шп. № 74 прикреплены к вертикальным
балкам шп. № 74. Центральные и боковые панели перегородки съемные.
Каркас пола багажно-грузовых помещений образован нижними ободами
шпангоутов, к верхним поясам которых прикреплены три продольных направля-
ющих рельса ✓ -образного поперечного сечения. Между центральным и
крайними рельсами устанавливаются горизонтальные панели пола, склеенные
из двух листов стеклотекстолита с проложенным между ними армированным
наполнителем из пенопласта. Боковые панели пола расположены между край-
ними продольными рельсами и боковыми стенками багажно-грузового поме-
щения и выполнены в виде тонких металлических листов, изогнутых по внут-
реннему контуру ободов шпангоутов. Для облегчения процесса загрузки — вы-
грузки на панелях пола в райо”е загрузочных люков установлены поперечные
направляющие рельсы, высота которых одинакова с высотой продольных на-
правляющих рельсов.
Центральные и боковые панели пела багажно-грузовых помещений — съем-
ные и крепятся к каркасу панели пола болтами с анкерными гайками. Пэ бо-
ковым стенкам багажно-грузовых помещений установлены металлические защит-
ные листы, прикрепленные к вертикальным стойкам, поддерживающим попереч-
ные балки шпангоутов. Выше этих листов боковые стенки и потолок багажно-
грузовых помещений обтянуты капроновым полотном. В отдельных местах боко-
вых станок имеются металлические люки, через которые обеспечивается подход
к элементам конструкции систем электро- и радиооборудования, установленным
в багажно-грузовых помещениях № 1 и 2.
152
Кольцеобразные швартовочные узлы, предназначенные для крепления гру-
зов и разделительных сеток, устанавливаются на полу и на боковых стенках
б-^жно-грузовых помещений.
Багажно-грузовое помещение № 3 расположено в
герметичной части фюзеляжа и ограничивается торцовыми перего-
родками по шп. № 75 и 85.
Загрузочный люк № 3 расположен на правом борту фюзеляжа
между шп. № 80 и 82.
Панели торцовой перегородки по шп. № 75 съемные и установлены на вер-
тикальных балках шп. № 75. Для подхода к часто осматриваемым агрегатам
системы пожаротушения в панелях перегородки имеются крышки на
петлях.
Торцовая перегородка по шп. № 85 образована верхней и нижней съемными
панелями.
Каркас пола багажно-грузового помещения образован нижними ободами
шпангоутов, к верхним поясам которых приклепаны три направляющих рельса
. /~\_ -образного поперечного сечения. Все панели пола изогнуты по внутрен-
нему контуру ободов шпангоутов. Между центральным и крайними рельсами
установлены панели пола, собранные из стеклотекстолитовых и металлических
листов, скрепленных между собой. Боковые панели пола, расположенные между
крайними продольными рельсами и боковыми стенками багажно-грузового по-
мещения, выполнены из тонких металлических листов. Центральные и боковые
панели пола — съемные. Конструкция боковых стенок, потолка и размещение
швартовочных узлов в багажно-грузовом помещении № 3 выполнены так жег
как и в багажно-грузовых помещениях № 1 и 2.
Багажио-грузовое помещение №4 расположено в не-
герметичной хвостовой части фюзеляжа и ограничивается торцо-
выми перегородками по шп. № 87 и 95. Для размещения грузов ис-
пользуется только часть багажно-грузового помещения между шп.
№ 87 и 93. Загрузочный люк № 4 расположен на правом борту фю-
зеляжа между шп. № 93 и 95.
Передняя перегородка по шп. № 87 выполнена в виде стенки, заделанной
на вертикальные балки по шп. № 85 и на сбод шп, № 87. Для подхода к эле-
ментам конструкции системы кондиционирования и жгутам электропроводки в
передней торцовой перегородке у правого и левого бортов имеются двери с
замками. В дверях сделано восемь смотровых окон диаметром 130 мм (по четы-
ре окна в каждой двери), позволяющих осматривать багажно-грузовое поме-
щение № 4. В центральной части передней торцовой перегородки устанавлива-
ется съемное ограждение.
Каркас пола багажно-грузового помещения образован поперечными балка-
ми шпангоутов и двумя изогнутыми продольными прессованными профилями
уголкового сечения, которые прикреплены к поперечным балкам пола и к внут-
ренним ободам шпангоутов. Панели пола склеены из двух листов: верхнего —
стеклотекстолитового и нижнего — фанерного, между ними проложен армиро-
ванный наполнитель из пенопласта. Все панели пола съемные и установлены
на болтах с анкерными гайками. Для крепления швартовочных узлов в панелях
пола сделаны углубления, усиленные штампованными из металлического листа
чашками, в которых заподлицо с поверхностью пола размещены кольца швар-
товочных узлов. В полу установлены 15 швартовочных узлов; два узла смон-
тированы на полках поясов вертикальных балок шп. № 85. Над полом установ-
лены боковые защитные металлические листы высотой 200 мм, приклепанные к
внутренним поясам шпангоутов.
Выше боковых листов стенки и потолок багажного помещения обтянуты
капроновым полотном. Для подхода к элементам конструкции противообледе-
нительной системы и для осмотра узлов соединения киля с фюзеляжем в по-
толочной обтяжке имеются замки типа «молния».
153
Задний служебный отсек расположен за пассажирски-
ми салонами между шп. № 75 и 78. Центральным проходом зад-
ний служебный отсек разделяется на два отсека: отсек электрообо-
рудования на правом борту и отсек гидроазотного оборудования на
левом борту. В каждом отсеке имеется по одному смотровому окну
между шп. № 76 и 77 для наблюдения в полете за оперением. Вход
в оба отсека осуществляется из центрального прохода.
Дверь электроотсека открывается в центральный проход, дверь
отсека гидроазотного оборудования открывается внутрь отсека.
Глава 8
ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЕ
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Для обеспечения питанием всех потребителей электрической
энергии на самолете имеются следующие системы электроснабже-
ния:
система переменного трехфазного тока напряжением 200/115 В
стабилизированной частоты 400 Гц;
система переменного трехфазного и однофазного тока напряже-
нием 36 В частотой 400 Гц;
система переменного трехфазного и однофазного тока напряже-
нием 27 В частотой 400 Гц;
система постоянного тока напряжением 27 В.
Система переменного трехфазного тока напряжением 200/115 В
стабилизированной частоты 400 Гц является основной системой са-
молета Ил-62. Эта система была впервые применена и отработана
на самолете Ил-62. В сравнении с системами постоянного тока ус-
тановка системы переменного тока значительно повысила надеж-
ность электропитания потребителей вследствие:
отсутствия коллекторов и контактных колец у генераторов и
электродвигателей;
устранения вращающихся элементов в преобразователях;
повышения высотности и теплостойкости.
Установленные на самолете четыре генератора ГТ40ПЧ8 пере-
менного трехфазного тока с приводами постоянных оборотов ППО-
62М вырабатывают ток напряжением 200/115 В стабилизированной
частоты 400 Гц. Суммарная мощность четырех генераторов
160 кВА. Располагаемый запас мощности позволяет обеспечить
электрической энергией все потребности на самолете даже при от-
казе двух из четырех генераторов. Возможность параллельной и
раздельной работы генераторов, многоканальность сети, эффектив-
ная защита и двухкратный запас мощности гарантируют высокую
эксплуатационную работоспособность системы электроснабжения.
Путем трансформирования из основной системы получаются систе-
мы переменного трехфазного и однофазного тока напряжением 36
и 27 В.
Система постоянного тока напряжением 27 В получает питание
от основной системы через четыре трансформаторно-выпрямитель-
ных блока. Суммарная мощность четырех выпрямителей 24 кВт.
В качестве резервных источников постоянного тока напряжением
27 В на самолете установлены четыре аккумуляторные батареи
12САМ-28. Сеть постоянного тока закольцована, поэтому, пока ра-
155
ботает хотя бы одно выпрямительное устройство из четырех или
исправен один из четырех аккумуляторов, питание потребителей не
прерывается.
Вспомогательным источником однофазного переменного тока
напряжением 115 В является преобразователь ПО-750А. Для пита-
ния аварийного самописца, выключателя коррекции и резервного
авиагоризонта переменным трехфазным током напряжением 36 В
используется преобразователь ПТ-125Ц-Зс.
На стоянке источники аэродромного электропитания подключа-
ются к двум бортовым вилкам штепсельных разъемов аэродром-
ного питания: ШРАП-400-Зф — для питания оборудования перемен-
ным трехфазным током напряжением 200/115 В и ШРАП-500К —
для питания оборудования постоянным током напряжением 27 В.
Если на аэродроме нет необходимых источников электропитания,
то предполетное техническое обслуживание производят с помощью
бортовой вспомогательной силовой установки (ВСУ), стартер-гене-
ратор которой в генераторном режиме мощностью 12 кВт питает
самолетную сеть постоянного тока.
Источники переменного и постоянного тока подключены к пер-
вичным силовым шинам переменного трехфазного и постоянного то-
ка, образующим левые и правые центральные распределительные
устройства (ЦРУ). От шин ЦРУ электрическая энергия подается
на шины распределительных устройств (РУ) переменного и посто-
янного тока, установленных в местах, максимально приближенных
к потребителям. Часть потребителей получает питание непосредст-
венно с шин ЦРУ.
Сеть переменного трехфазного тока напряжением 200 и 36 В вы-
полнена тремя линиями (проводами). Сеть переменного однофаз-
ного тока напряжением 115 и 27 В и сеть постоянного тока напря-
жением 27 В — однопроводные. Корпус самолета является нулевым
проводом (заземленной силовой нейтралью) системы 200/115 В, ми-
нусовым проводом питания постоянным током и вторым проводом
питания переменным однофазным током напряжением 115 и 27 В.
Основным видом защиты цепей потребителей электрической энер-
гии переменного трехфазного тока напряжением 200 В являются ав-
томаты защиты АЗЗК и А31К, переменного однофазного тока нап-
ряжением 115 В — А31К, переменного тока напряжением 36 В —
АЗЗК и предохранители СП, постоянного тока напряжением 27 В —
АЗСГК и АЗР.
При монтаже трехфазных систем 200 и 36 В приняты следующие
обозначения и расцветка проводов:
шины Гь Д1, Ei — первая фаза — желтый провод;
шины Г2, Дг, Ег — вторая фаза — голубой провод;
шины Гз, Дз, Е3 — третья фаза — красный провод;
«нулевой» провод — черного цвета.
Шины переменного трехфазного тока напряжением 27 В обозна-
чаются соответственно Г/7, Гг", Гз", монтаж ведется проводами бе-
лого цвета.
156
Работа систем переменного тока напряжением 200/115 В и пос-
тоянного тока напряжением 27 В контролируется приборами, раз-
мещенными на щитке контроля энергетики переменного и постоян-
ного тока у радиста, а контроль переменного тока напряжением
36 В — на панели контроля энергетики 36 В на верхнем щитке у
штурмана.
ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЕ ПЕРЕМЕННЫМ ТРЕХФАЗНЫМ ТОКОМ
НАПРЯЖЕНИЕМ 200 В
На самолете смонтирована система СПЗС4П40 переменного
трехфазного тока напряжением 200 В стабилизированной частоты
400 Гц, предназначенная для питания всего элёктрооборудования
самолета (рис. 8.1, 8.2).
Индекс СПЗС4П40 расшифровывается следующим образом:
СП — система переменного тока; 3 — трехфазная; С — стабилизи-
рованной частоты; 4 — четыре генератора; П — с параллельной ра-
ботой; 40 — мощность каждого генератора (40 кВА).
Система состоит из четырех каналов электроснабжения, в каж-
дый из которых входят генератор ГТ40ПЧ8 и регулирующая аппа-
ратура. Система допускает раздельную работу каждого канала и
параллельную работу двух, трех и четырех генераторов на общую
систему шин.
В комплект регулирующей аппаратуры одного канала электро-
снабжения входят: блок защиты и управления БЗУ-62Б; блок регу-
лирования напряжения БРН-62Б; блок регулирования частоты
БРЧ-62Б; блок трансформаторов тока БТТ-40П; блок отключения
генератора БОГ-1.
Аппаратура обеспечивает защиту: при аварийном повышении
или снижении напряжения; при аварийном повышении или сниже-
нии частоты; при всех видах коротких замыканий внутри генерато-
ра или его фидера; при аварийных забросах оборотов привода пос-
тоянных оборотов, при аварийном останове двигателей.
Связь каналов между собой и с первичной распределительной
сетью питания показана на структурной схеме (см. рис. 8.1).
Генератор 1 имеет встроенный возбудитель переменного тока 2
и подвозбудитель 3 с возбуждением от постоянных магнитов. На ге-
нераторе размещен блок трансформаторов 4 дифференциальной
токовой защиты генератора, связанный с блоком трансформаторов
тока 5. Каждый канал генератора включается на нагрузку контак-
тором 9.
Блок регулирования напряжения 6 измеряет напряжение гене-
ратора и поддерживает его постоянным, изменяя ток возбужде-
ния возбудителя. Для равномерной загрузки параллельно работа-
ющих генераторов реактивным током этот блок использует сигнал
от блока трансформаторов тока. Для сравнения токов всех генера-
торов блоки регулирования напряжения связаны между собой диф-
ференциальной цепью.
157
17
Рис. 8.1. Структурная схема системы СПЗС4П40 переменного трехфазного тока
напряжением 200 В стабилизированной частоты 400 Гц:
/—генератор; 2—возбудитель; 3— подвозбудитель; 4—трансформаторы тока; 5—блок тран-
сформаторов тока БТТ-40П; 6—блок регулирования напряжения БРН-62Б; 7—блок защиты
и управления БЗУ-62Б; 8—блок регулирования частоты БРЧ-62Б; 9—контактор включения
на 'нагрузку; 10—контактор включения на параллельную работу; //—привод постоянных
оборотов; 12—распределительное устройство переменного тока; 13—силовое кольцо; 14—
синхронизирующее кольцо; 15—трансформаторно-выпрямительный блок БТВ-6Б; /6—распре-
делительное устройство постоянного тока; /7—силовое кольцо; 18—блок отключения гене-
раторов БОГ-1А
Блок защиты и управления 7 защищает генератор от колебаний
напряжения, реактивной и активной мощности, частоты, разбалан-
са полных токов параллельно работающих генераторов, выявляет
короткие замыкания внутри генератора или его фидера и отключа-
ет неисправный генератор от сети. Для сравнения токов всех гене-
раторов эти блоки связаны между собой дифференциальной связью.
При включении генератора на нагрузку блок защиты и управле-
ния выдает сигнал на срабатывание контактора 9, если параметры
генератора находятся в заданных пределах, и включает генератор
на параллельную работу через контактор 10, если генератор син-
хронизирован с остальными генераторами.
158
Сл
Рис. 8.2. Схема си-
стемы электроснаб-
жения переменным
током (защита
между шинами РУ
условно не пока-
зана) :
/—контактор пере-
ключения шин; 2—
вилка штепсельного
разъема для подклю-
чения аэродромного
источника питания;
3—контактор вклю-
чения генератора на
параллельную рабо-
ту; 4—контактор
включения генера-
тора в сеть; 5—све-
тосигнализатор вклю-
чения аэродромно! о
источника питания;
5—выключатель вклю-
чения аэродромного
питания; Тр—транс-
форматор; «22», «23»,
«24», «27», «36»,
«43», «44», «63»,
«64»—номера соот-
ветствующих распре-
делительных уст-
ройств; БЗУ-62Б—
блок защиты и уп-
равления; БТТ-40П—
блок трансформато-
ров; БРЧ-62Б—блок
регулирования часто-
ты; БРН-62Б—блок
регулирования напря-
жения; МКЧ-62МТВ—
механизм коррекции
частоты; ППО-62М—
привод постоянных
оборотов; БЧФ-208—-
блок чередования
фаз; КОЧ-62Б—короб-
ка отсечки частоты
Блок регулирования частоты 8 корректирует частоту генерато-
ра, действуя на механизм коррекции частоты, связанный с регу-
лятором привода постоянных оборотов 11. Все блоки регулирова-
ния частоты связаны между собой. Для обеспечения равномерной
загрузки параллельно работающих генераторов активным током
блок регулирования частоты связан с блоком трансформаторов то-
ка 5.
Блок трансформаторов тока 5 питает блоки системы переменно-
го тока при одиночной и параллельной работе генераторов.
Блок отключения генератора 18 выдает сигналы на включение и
отключение генератора по достижении двигателем заданной часто-
ты вращения.
Шины распределительных устройств 12 соединены в единую сис-
тему — силовое кольцо 13, связанную с синхронизирующим коль-
цом 14. От шин получают питание трансформаторно-выпрямитель-
ные блоки БТВ-6Б 15, образующие систему постоянного тока.
Четыре канала электроснабжения питают шины двух централь-
ных распределительных устройств (ЦРУ) (см. рис. 8.2):
«43» — ЦРУ переменного тока технического отсека (левое);
«44» — ЦРУ переменного тока технического отсека (правое).
От шин ЦРУ электрическая энергия передается следующим рас-
пределительным устройствам (РУ).
«23» — РУ переменного тока штурмана;
«24» — РУ переменного тока радиста;
«27» — РУ переменного тока 36 В;
«36» — РУ переменного тока пассажирской кабины;
«63» — РУ переменного тока центроплана (левое);
. «64» — РУ переменного тока центроплана (правое).
Коробка отсечки частоты (КОЧ) переключает нагрузку с одних
шин питания на другие при понижении частоты питающего генера-
тора ниже допустимого уровня.
Генераторы (рис. 8.3) установлены в нижней части двигателя
на приводе постоянных оборотов, блоки регулирующей аппаратуры
и ЦРУ размещены в техническом отсеке между шп. № 78—80, в ка-
бине экипажа на рабочих местах радиста и штурмана, в отсеке бу-
фета на правом борту между шп. № 35—36, в отсеке центроплана
между шп. № 61—62, КОЧ — под столом радиста и в отсеке нави-
гации. Каждый генератор при раздельной работе подключается к
трем шинам:
генератор двигателя № 1 — к шинам 43Г1, Г2, Г3;
генератор двигателя №2 — к шинам 43Д1, Д2, Д3;
генератор двигателя № 3 — к шинам 44ГЬ Г2, Г3;
генератор двигателя № 4 — к шинам 44Д1, Д2, Дз.
Генераторы подключаются к шинам силовыми трехполюсными
контакторами, срабатывающими при включении генераторов. Кон-
такторы установлены по два в левом и правом ЦРУ 43, 44. Шины
генераторов соединены между собой алюминиевыми шинками через
автоматы защиты АЗЗК. Помимо шин ЦРУ каждый генератор при
раздельной работе питает следующие шины РУ: генератор двигате-
160
О
1252
8 Ж
Рис. 8.3. Схема размещения источников электроэнергии, основной аппаратуры систем переменного и постоянного тока, ЦРУ
и РУ:
1—фильтр; 2—трансформаторно-выпрямительный блок БТВ-6Б; 3—преобразователь ПО-750А; 4— генератор переменного тока ГТ40ПЧ8; 5—
стартер-генератор ГС-12ТО ВСУ; 6—аккумуляторные батареи 12САМ-28; 7—преобразователь ПТ-125Ц-Зс; 8—коробка отсечки часто-
ты КОЧ-62Б; «2/»—ЦРУ постоянного тока штурмана; «22»—ЦРУ постоянного тока радиста; «23»—РУ переменного тока штурмана;
«24»— РУ переменного тока радиста; «27»—РУ переменного тока 36 В; «32»—РУ постоянного тока пассажирской кабины; «36»— РУ перемен-
ного тока пассажирской кабины; «41», «42»—ЦРУ постоянного тока технического отсека (левое, правое); «43», «44»—ЦРУ переменного
тока технического отсека (левое, правое); «51»—РУ постоянного тока хвостового отсека; «61»—РУ постоянного тока центроплана; «63»,
«64»—РУ переменного тока центроплана (левое, правое)
a)
Рис. 8.4. Щитки контроля электрической энергии:
а—щиток контроля энерегетики переменного и постоянного тока (панель «024»); б—щиток
контроля энергетики (панель «25»)
ля № 1 — шины РУ штурмана 23Г и шины РУ 36В 27Е; генератор
двигателя № 2 — шины РУ центроплана 63Г и шины РУ пассажир-
ской кабины 36Г; генератор двигателя № 3 — шины РУ центропла-
на 64Д и РУ пассажирской кабины 36Д; генератор двигателя
№ 4 — шины РУ радиста 24Д и РУ 36В 27Ж. Каждая из трех шин
генераторов в ЦРУ и шины РУ связаны между собой тремя магист-
ральными проводами, каждый из которых защищен в начале и кон-
це линии автоматом защиты АЗФМК.
Включение генераторов на параллельную работу осуществляет-
ся через синхронизирующие шины, к которым генераторы подклю-
чаются по сигналу от блоков защиты и управления. При включении
выключателя параллельной работы и отсутствии каких-либо нару-
шений в системе блок защиты и управления подает сигнал на сра-
батывание соответствующего контактора. Контакторы установлены
по два в ЦРУ 43, 44 и к шинам подключены через автоматы защи-
ты АЗДЗ.
При отказе одного генератора его шины автоматически пере-
ключаются на питание от шин других распределительных устройств
согласно табл. 8.1.
Помимо разветвленной сети шин трехфазного (и однофазного)
переменного тока напряжением 200/115 В имеются шины перемен-
ного трехфазного и однофазного тока напряжением 36 В, которые
объединены в РУ 27, и шины переменного трехфазного и однофаз-
ного тока напряжением 27 В в РУ 36.
Работа системы. Одиночное включение генера-
тора на нагрузку. При включении одного из четырех выклю-
чателей с надписью «Генераторы включены» на щитке контроля
6*
163
Таблица 8.1
Варианты подключения шин 1енераторов
Варианты отказов Порядок подключения шин при отказах генераторов
1-й генератор 2-й генератор З-й генератор 4-й генератор
Отказ 1-го генератора — 43Д 43Г, 44Г 44Д
Отказ" 2-го генератора 43Г, 43Д — 44Г 44Д
Отказ 3-го генератора 43Г 43Д — 44Г, 44Д
Отказ 4-го генератора 43Г 43Д, 44Д 44Г —
Отказ 1—2-го генерато- — — 43Г, 43Д, 44Д
ров 44Г
Отказ 1—3-го генерато- — 43Д — 43Г, 44Г,
ров 44Д
Отказ 1—4-го генерато- — 43Д, 44Д 43Г, 44Г —
ров
Отказ 2—3-го генерато- 43Г, 43Д — — 44Г, 44Д
ров
Отказ 2—4-го генерато- 43Г, 43Д, — 44Г —
ров 44Д
Отказ 3—4-го генерато- 43Г 43Д, 44Г, — —
ров 44Д
Все генераторы работают 43Г 43Д 41Г 44Д
энергетики (рис. 8.4) в блок защиты и управления подается пита-
ние на включение цепи возбуждения генератора и на электромагнит
привода постоянных оборотов, открывающий пусковую заслонку
привода. Турбина привода постоянных оборотов начинает раскручи-
ваться, генератор возбуждается, начинает отсчет времени. Если
турбина и генератор выходят на режим, близкий к номинальному,
за 6—7 с, то подается сигнал на срабатывание контактора, вклю-
чающего генератор на нагрузку. Кроме того, подготавливается
цепь для включения генератора на параллельную работу и разры-
вается цепь питания светосигнализатора с надписью «Лампы го-
рят— генератор не работает» соответствующего генератора на щит-
ке контроля энергетики.
При неисправностях в каналах системы: появление сигналов по-
вышения или снижения напряжения, частоты, сигнала заброса обо-
ротов привода постоянных оборотов, наличия короткого замыкания
внутри генератора или его фидера — подаются сигналы на реле
аварийного отключения канала.
Параллельная работа генераторов. При включе-
нии одного из четырех выключателей с надписью «Включена парал-
лельная работа генераторов» на щитке контроля энергетики соот-
ветствующий генератор будет подключен к синхронизирующей ши-
не по схеме автоматической синхронизации. При этом на щитке за-
горается светосигнализатор с надписью «Включена параллельная
164
работа генератора». При появлении на синхронизирующих шинах
напряжения в блоках защиты и управления срабатывают реле, бло-
кирующие возможность несинхронного включения генераторов в об-
щую сеть. При работе двигателей на малом газе на земле парал-
лельная работа генераторов разрешается при ограниченной нагруз-
ке на каждый генератор.
При получении любого сигнала неисправности срабатывает ре-
ле аварийного отключения канала, обесточивая цепь возбуждения
генератора и отключая генератор от нагрузки и параллельной ра-
боты. При этом прекращается питание основного электромагнита
привода постоянных оборотов. В обесточенном состоянии реле ава-
рийного отключения блокируется и может быть приведено в исход-
ное положение при повторном ручном отключении с последующим
переводом выключателей генератора в положения «Генераторы
включены» и «Включена параллельная работа генераторов». При
отключении генератора от нагрузки на щитке контроля энергетики
загорается соответствующий светосигнализатор с надписью «Лам-
пы горят — генераторы не работают».
Резервное питание цепей включения генерато-
ров. При исчезновении напряжения на шинах А или Б ЦРУ 22
постоянного тока генераторы остаются включенными, получая ре-
зервное питание цепей управления от выпрямителей в блоке защи-
ты и управления, на которые поступает переменный ток системы с
клемм генераторов.
ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЕ ПЕРЕМЕННЫМ ОДНОФАЗНЫМ ТОКОМ
НАПРЯЖЕНИЕМ 115 В
Сеть переменного трехфазного тока (см. рис. 8.2), состоящая из
четырех параллельно работающих генераторов, напряжением 200 В
с обмотками, соединенными «звездой» с выведенной на корпус си-
ловой нейтралью, может служить источником однофазного перемен-
ного тока напряжением 115 В. Потребители однофазного перемен-
ного тока подключаются одним проводом через автомат защиты се-
ти АЗФ1К к фазе (шине) генератора, другим— к корпусу самоле-
та. При наличии напряжения на шинах основной системы перемен-
ного тока потребители однофазного переменного тока напряжением
115 В получают питание при включении автоматов защиты сети,
защищающих эти агрегаты.. Кроме того, часть потребителей полу-
чает резервное питание от автономного преобразователя ПО-750А.
Преобразователь обеспечивает питание радиокомпаса и приборов
контроля работы двигателей при бортовом запуске двигателей или
при запуске двигателей от аэродромного источника постоянного то-
ка (если отсутствует аэродромный источник переменного тока).
Преобразователь установлен в багажно-грузовом помещении № 2 по
левому борту фюзеляжа между шп. № 71—72. Для включения пре-
образователя ПО-750А включают автоматы защиты в цепях его пи-
тания и управления в ЦРУ 41 и ЦРУ 22 и устанавливают переклю-
чатель с надписью «ПО-750А» на щитке контроля энергетики в по-
163
ложение «Включено». При этом загорается зеленый светосигнали-
затор над переключателем и получают питание обмотки контакто-
ров и реле, переключающих питание соответствующих потребите-
лей от шин основной системы на питание от преобразователя.
ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЕ ПЕРЕМЕННЫМ ТРЕХФАЗНЫМ
И ОДНОФАЗНЫМ ТОКОМ НАПРЯЖЕНИЕМ 36 В
Потребители трехфазного переменного тока напряжением 36 В
(см. рис. 8.2) получают питание от основной системы переменного
тока напряжением 200/115 В через два силовых трехфазных пони-
жающих трансформатора, которые получают питание от шин РУ
24 переменного тока радиста и РУ 23 переменного тока штурмана.
Вторичное напряжение трансформаторов подается в РУ 27 пере-
менного тока 36 В на шины 27ЕЬ Е2, Е3 и 27Ж1, Жг, Жз-
Для питания потребителей однофазного переменного тока нап-
ряжением 36 В установлен однофазный трансформатор, первичная
обмотка которого включена на шину 23Г/ и корпус самолета, а
вторичная — на шины 27К1 и 27Кз-
Для обеспечения питания приборов контроля работы двигате-
лей при бортовом запуске двигателей предусмотрены два маломощ-
ных однофазных трансформатора (на рисунке не показаны), пони-
жающих напряжение 115 В, получаемое от преобразователя ПО-
750А, до 36 В. Потребители однофазного тока включаются на вто-
ричные обмотки трансформаторов через нормально открытые кон-
такты реле, срабатывающих при включении преобразователя ПО-
750А’. При отключенном преобразователе потребители получают пи-
тание через нормально открытые контакты указанных реле от шин
27Е.
Для автономного питания резервного авиагоризонта, выключа-
теля коррекции и аварийного самописца трехфазным переменным
током напряжением 36 В установлен преобразователь ПТ-125Ц-Зс,
который получает питание постоянным током напряжением 27 В от
бортовой сети. Это питание сохраняется до выхода из строя послед-
ней аккумуляторной батареи.
Силовые трансформаторы установлены на левом борту фюзе-
ляжа между шп. № 9 и 11, преобразователи — в багажно-грузовом
помещении № 2 по левому борту фюзеляжа между шп. № 71—72.
Трансформаторы начинают работать при наличии напряжения
на шинах РУ 23 переменного тока радиста и РУ 24 переменного
тока штурмана и включении'автоматов защиты с надписью «Транс-
форматоры 200/36 В» на этих РУ. При этом получают питание ши-
ны 27Е и Ж.
Однофазный трансформатор включается автоматом защиты с
надписью «Трансформатор 115/36 В» на РУ 23 переменного тока
радиста. При этом напряжение 36 В подается на шины 27 К.
Для включения преобразователя ПТ-125Ц-Зс переключатель с
надписью «Питание АГБ-ЗК, ВК-53РШ и МСРП-12» устанавлива-
ют в положение «ПТ-125Ц и аккум.». При этом напряжение 27 В
166
постоянного тока подается на обмотки двух контакторов, установ-
ленных в РУ 51 постоянного тока хвостового отсека. Контакторы
срабатывают и подают напряжение 27 В постоянного тока на дви-
гатель преобразователя ПТ-125-Зс и на обмотку реле в РУ 27. Пре-
образователь запускается и напряжение трехфазного тока 36 В че-
рез контакты реле, переключающего питание авиагоризонта с шин
27Ж на преобразователь, поступает на клеммы авиагоризонта, вык-
лючателя коррекции и аварийного самописца.
ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЕ ПЕРЕМЕННЫМ ТРЕХФАЗНЫМ
И ОДНОФАЗНЫМ ТОКОМ НАПРЯЖЕНИЕМ 27 В
Бытовое оборудование и некоторые лампы освещения получают
питание переменным током напряжением 27 В. Для понижения нап-
ряжения 200 В основной системы до 27 В применяется трехфазный
трансформатор, первичные обмотки которого включены на шины
36ГЬ Г2, Г3 РУ 36 переменного тока пассажирского салона. С вто-
ричных обмоток, соединенных «звездой» с выведенной силовой
нейтралью, напряжение 27 В подается на шины 36Г1Х/, Г2/х, Г3", к
которым через автоматы защиты подключены электрокипятильники
Рис. 8.5. Схема электроснабжения переменным трехфазным и однофазным током
напряжением 27В:
/—контактор; 2—трансформатор ТС375СО4А; 3—выключатель «Кухня под током»; 4—вы-
ключатель «Буфет»; 5—светосигнализатор «Кухня под током»
167
и лампы индивидуального освещения пассажиров. Трансформатор
установлен в багажно-грузовом помещении № 1 на правом борту
фюзеляжа между шп. № 32—33.
При наличии напряжения переменного тока на основных шинах
36ГЬ Г2, Г3 и включении выключателей «Буфет» на щитке контроля
энергетики и «Кухня под током» на электрощитке бортпроводника
загорается желтый светосигнализатор «Кухня под током» и получа-
ет питание обмотка контактора в РУ 36 переменного тока пасса-
жирской кабины. Срабатывая, контактор подключает питание про-
межуточных шин 36ГЬ Г2, Г3. Для включения питания первичных
обмоток трансформаторов включают трехфазные автоматы защиты
на шинах 36ГЬ Г2, Г3. При этом во вторичных обмотках трансфор-
мируется напряжение 27 В, которое подается на шины ЗбГ/', Г/',
Г3" (рис. 8.5).
ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЕ ПОСТОЯННЫМ ТОКОМ •
НАПРЯЖЕНИЕМ 27 В
Система электроснабжения постоянным током (рис. 8.6) созда-
ется при помощи трансформаторно-выпрямительных блоков, акку-
муляторных батарей, стартера-генератора с приводом от ВСУ,
штепсельного разъема аэродромного питания.
Основными источниками постоянного тока являются четыре
трансформаторно-выпрямительных блока БТВ-65. Трансформатор-
но-выпрямительные блоки получают питание с шин переменного то-
ка напряжением 200 В через автоматы защиты и контакторы.
Напряжение 27 В постоянного тока, снимаемое с каждого тран-
сформаторно-выпрямительного блока, поступает на шины ЦРУ пос-
тоянного тока, образуя четыре канала электроснабжения. Все четы-
ре канала работают параллельно и объединены в систему, состоя-
щую из следующих ЦРУ:
«21» — ЦРУ постоянного тока штурмана;
«22» — ЦРУ постоянного тока радиста;
«41» — ЦРУ постоянного тока технического отсека (левое);
«42» — ЦРУ постоянного тока технического отсека (правое).
ЦРУ 21 и 22 раз мешены в кабине экипажа на стенке шп. № 9
по левому и правому бортам. ЦРУ 41 и 42 — в техническом отсеке
на стенке шп. № 78 по левому и правому бортам.
От шин ЦРУ электрическая энергия передается по четырем ма-
гистральным проводам на следующие РУ:
«32» — РУ постоянного тока пассажирской кабины;
«51» — РУ постоянного тока хвостового отсека (ХРУ);
«61» — РУ постоянного тока центроплана.
РУ 32 размещено в отсеке буфета на правом борту фюзеляжа
между шп. № 35—36, РУ 51 — в хвостовом отсеке на левом борту
фюзеляжа между шп. № 93—95, РУ 61 — в отсеке центроплана сле-
ва на стенке шп. № 56.
Все шины ЦРУ и РУ разделены на две секции шин с индексами
«А» и «Б». Каждый магистральный провод с двух сторон защищен
168
Рис. 8.6. Схема электроснабжения постоянным током (защита проводов услов-
но не показана):
/—контакторы; 2—трансформаторно-выпрямительные блоки БТВ-6Б; 3—фильтры ФБТВ-6Б;
4—дифференциально-минимальные реле ДМР-200Д; 5—вилка ШРАП-500К для подключения
аэродромного источника питания; 6—аккумуляторные батареи 12САМ-28; 7—контактор; 3—
дифференциально-минимальное реле ДМР-400Т; 9—стартер-генератор ГС-12ТО
автоматом защиты АЗРК. Секции шин соединены между собой ту-
гоплавкими предохранителями ТП или автоматами защиты АЗСГК
и АЗР.
Резервными источниками постоянного тока являются четыре ак-
кумуляторные батареи 12САМ28, которые попарно подключены к
секциям А и Б шин РУ 51. Предусмотрена совместная работа всех
четырех выпрямительных блоков между собой и совместная их ра-
бота с четырьмя аккумуляторными батареями. Непосредственно к
аккумуляторным батареям подключены агрегаты, которые должны
работать при обесточенной сети самолета: пожарное оборудование,
дежурное освещение, спецаппаратура.
169
Для подключения аэродромного источника питания имеется вил-
ка штепсельного разъема аэродромного питания ШРАП-500К. По-
мимо этих источников питания на ВСУ (турбоагрегат ТА-6) имеет-
ся стартер-генератор ГС-12ТО, который в стартерном режиме раск-
ручивает ротор турбоагрегата, а в генераторном — питает на зем-
ле бортовую сеть постоянного тока.
Система электроснабжения постоянным током обеспечивает пи-
тание потребителей до выхода из строя последнего источника элек-
трической энергии и запуск ВСУ или холодную прокрутку его от
аккумуляторных батарей или от наземного источника с помощью
ШРАП. Помимо этого в системе предусмотрены блокировки, обес-
печивающие невозможность подключения источника аэродромного-
питания в сеть при включенных аккумуляторных батареях и не-
возможность подключения трансформаторно-выпрямительных бло-
ков в сеть при включении питания от аэродромного источника.
Трансформаторно-выпрямительные блоки
Трансформаторно-выпрямительные блоки (БТВ) предназначены для транс-
формирования и выпрямления трехфазного переменного тока напряжением
200 В в постоянный ток напряжением 27 В. Блоки работают в комплекте с диф-
ференциально-м'ипимальными реле ДМР-200Д и фильтрами ФБТВ-6Б. Фильтры
снижают уровень радиопомех, возникающих при работе блока.
Включение каждого блока производится двумя выключателями с щитка
контроля энергетики (см. рис. 8.4). При включении на щитке контроля выклю-
чателя с надписью: «Включено питание выпрямителей» срабатывает трехфазный
контактор, который подключает питание переменного тока к выпрямительному
блоку. Выпрямитель включается в работу и на его выходных клеммах появля-
ется напряжение постоянного тока. После включения выключателя с надписью
«Выпрямители включены на бортсеть» подключение БТВ к сети осуществляет
дифференциально-минимальное реле.
Дифференциально-минимальное реле подключает выпрямительный блок к
сети, когда напряжение блока превышает напряжение сети на 0,3—0,7 В; от-
ключает выпрямительный блок от сети при обратном токе 15—35 А и коротком
замыкании в выпрямительном блоке или проводе между выпрямительным бло-
ком и дифференциально-минимальным реле; предотвращает включение выпря-
мительного блока в сеть при неправильной полярности напряжения питания;
позволяет осуществлять ручное дистанционное отключение выпрямительного
блока от сети.
Работа блоков сигнализируется красными светосигнализаторами с надписью
«Лампы горят — выпрямители нс работают». Светосигнализаторы размещены
на щитке контроля энергетики. При подключении блоков к бортсетп постоянного
тока лампы не горят, при отключении—горят.
Охлаждение блока принудительное с помощью окружающего воздуха, для
чего с внешней стороны БТВ на общем основании установлен электродвигатель
переменного тока с двумя вентиляторами.
Два выпрямительных блока, подключаемые к ЦРУ 21 и 22, установлены в
багажно-грузовом помещении № 1 между шп. № 18—19; два блока, подклю-
чаемые к ЦРУ 4'1 и 42, — в техническом отсеке между шп. № 78—79; фильтры
установлены рядом с соответствующими трансформаторно-выпрямительными
блоками; дифференциально-минимальные реле — по одному в ЦРУ 21, 22, 41, 42.
Генератор постоянного тока на ВСУ
На ВСУ установлен стартер-генератор ГС-112Т0, который в стартерном ре-
жиме (в период запуска турбоагрегата) раскручивает ротор турбоагрегата, а в
генераторном режиме на земле —• питает бортовую сеть постоянного тока
170
(рис. 8.7). В стартерном режиме стартер-генератор получает питание от борто-
вых аккумуляторных батарей, включенных в сеть, или от аэродромного источни-
ка питания и включается через панель стартера-генератора ПСГ-6. Панель стар-
тера-генератора автоматически переключает генератор со стартерного режима на
генераторный. В генераторном режиме стартер-генератор работает в комплекте
с дифференциально-минимальным реле ДМР-400Т, регулятором напряжения
PH-180 II серии и выносным сопротивлением ВС-25Б. Дифференциально-мини-
мальное реле установлено в РУ 51 хвостового отсека, регулятор напряжения —
на левом борту фюзеляжа между шп. № 93—95.
Дифференциально-минимальное реле автоматически подключает стартер-ге-
нератор к бортовой сети самолета и отключает его. Регулятор напряжения ав-
томатически поддерживает в заданных пределах напряжение на клеммах старте-
ра-генератора при изменении тока нагрузки и скорости вращения его в рабочем
диапазоне. Выносное сопротивление обеспечивает изменение уровня напряжения
стартера-генератора.
Стартер-генератор включается в бортовую сеть выключателем на щитке
контроля энергетики, включение в генераторном режиме сигнализируется заго-
ранием зеленого светосигнализатора.
Рис. 8.7. Схема электроснабжения постоянным током от генератора ВСУ:
/—реле выхода ВСУ на номинальный режим; 2—реле, отключающее БТВ-6Б при питании
от АПА; 3—амперметр АЗ; 4— шунт ШЗ; 5—выключатель генератора; 6—дифференциально-
минимальное реле ДМ.Р-400Т; 7—выносное сопротивление ВС-25Б; 8—светосигнализатор ра-
боты генератора; 9—панель ПСГ-6; 10—регулятор напряжения PH-180 II серии; //—стар-
тер-генератор ГС-12ТО
171
Аккумуляторные батареи 12САМ-28-
На самолете установлены четыре аккумуляторные батареи, используемые
в качестве резервного источника постоянного тока, для питания на земле по-
требителей с небольшой загрузкой при неработающих двигателях и выпрями-
тельных блоках, а также для автономного запуска турбоагрегата, проверки ра-
диостанций и работы радиостанций по связи с аэропортом перед запуском дви-
гателей и питания систем, обслуживающих запуск двигателей. Каждый аккуму-
лятор помещен в специальный контейнер, имеющий два вывода для подсое-
динения к электрической сети и отверстия для отвода газов. Газоотводные труб-
ки всех контейнеров соединены между собой и с патрубком отвода за борт.
Основные данные аккумулятора
Номинальное напряжение на клеммах, В............................ 25
Номинальная емкость при разряде током 10 А не менее, (при разряде
на эквивалентную нагрузку не менее пяти включений), А-ч .... 28
Максимально допустимый разрядный ток, А........................ 750
На стоянке свыше четырех часов при температуре окружающего воздуха
ниже минус 25°С аккумуляторные батареи следует снимать с самолета и хра-
нить в специальном сухом отапливаемом помещении. Четыре контейнера с ак-
кумуляторными батареями размещены двумя этажами в хвостовом отсеке на
левом борту фюзеляжа между шп. № 93—94 (рис. 8.8). В электрической сети
самолета аккумуляторные батареи работают в режиме заряда и разряда и
включены параллельно трансформаторно-выпрямительным блокам. Все четыре
батареи включаются в сеть одновременно выключателем с_ надписью «Аккуму-
лятор или розетка (РАП) включены» на верхнем пульте пилотов. В дополнение
к этому выключателю подключение аккумуляторных батарей (с одновременным
отключением питания от аэродромного источника) осуществляется переключате-
Рис. 8.8. Установка аккумуляторов:
/—патрубок отсоса газов; 2—пенопласт; 3—крышка; 4—аккумуляторная батарея 12САМ-28;
5—угольный регулятор PH-180 II серии
172
лем с тремя положениями: «РАП включена», «Отключено», «Аккумуляторы
включены» на щитке контроля энергетики.
Кроме того, для проверки заряженности каждой аккумуляторной батареи
на щитке контроля энергетики имеются четыре выключателя, которые всегда
включены и закрыты колпачками; применена блокировка, исключающая подклю-
чение аккумуляторной батареи с перепутанной (обратной) полярностью. В по-
лете все четыре аккумуляторные батареи подключены к бортовой сети и подза-
ряжаются от выпрямительных блоков. Аккумуляторные батареи обеспечивают
питание преобразователя ПО-750А и агрегатов системы запуска двигателей; на-
соса подкачки топлива ПЦР-1Ш; радиостанции «Ландыш»; радиокомпаса
АРК-15; авиагоризонта АГБ-ЗК; выключателя коррекции BK-53PLU; аварийного
самописца. Непосредственно от аккумуляторных батарей получают питание си-
стема заполнения центрального топливного бака нейтральным газом; система
тушения пожара при посадке самолета с убранным шасси; лампы освещения
кабины экипажа; лампы дежурного освещения.
Преобразователь ПТ-125Ц-Зс, питающий резервный авиагоризонт, выклю-
чатель коррекции и аварийный самописец, подключается к аккумуляторным ба-
тареям в полете и на земле.
ИСТОЧНИКИ АЭРОДРОМНОГО ПИТАНИЯ
Переменный ток. Для проведения технического обслужива-
ния самолета при подготовке к полету и запуска двигателей ис-
пользуют аэродромный источник питания переменного трехфазного
тока с выведенной силовой нейтралью напряжением 200/115 В, час-
тотой 400 Гц и мощностью не менее 60 кВА. Для подключения
аэродромного источника питания на самолете установлена шести-
штыревая вилка ШРАП-400-Зф (рис. 8.9), на аэродромном источ-
нике питания — розетка.
В схеме (рис. 8.10) предусмотрена блокировка, автоматически
исключающая одновременное подключение к бортовой сети аэрод-
ромного источника переменного тока и самолетных генераторов.
Для защиты бортовой сети от включения аэродромного источника
питания трехфазного переменного тока с неправильным чередова-
нием фаз (случай левого вращения) вводится блок чередования
фаз БЧФ-208
Блок чередования фаз установлен в ЦРУ 44, вилка штепсельно-
го разъема — под правым зализом крыла. В расстыкованном сос-
тоянии вилка закрыта крышкой лючка.
Включение розетки штепсельного разъема аэродромного источ-
ника питания сигнализируется загоранием двух светосигнализато-
ров: желтого с надписью «Лампа горит — не выключать» рядом с
вилкой аэродромного питания и зеленого с надписью «РАП вклю-
чена» на щитке контроля энергетики.
Постоянный ток. Питание потребителей постоянным током
напряжением 27 В от аэродромного источника питания осуществля-
ется через штепсельный разъем ШРАП-500К. На самолете установ-
лена вилка, на аэродромном источнике питания — розетка. Штеп-
сельный разъем имеет три контакта: два силовых — плюсовой и
минусовой и один короткий — управляющий. Это создает отстава-
ние в срабатывании управляющей обмотки подключающего кон-
тактора, в результате чего уменьшаются искрение и эрозия контак-
тов. Для исключения возможности подсоединения аэродромного
173
Рис. 8.9. Размещение штепсельных разъемов аэродромного питания:
/—розетка аэродромного питания переменным током; 2—светосигнализатор «Лампа горит—
не выключать»; 3—вилка штепсельного разъема питания переменным током; 4—вилка штеп-
сельного разъема питания постоянным током; 5—розетка аэродромного питания постоянным
током; 6—гнездо заземления самолета; 7—заглушка розетки
источника питания с неправильной полярностью в схему (рис. 8.11)
введено промежуточное поляризованное реле. Вилка штепсельного
разъема размещена под правым зализом крыла рядом с вилкой
штепсельного разъема аэродромного питания переменным током.
В расстыкованном состоянии вилка закрыта крышкой лючка.
Для подключения аэродромного источника к бортовой сети са-
молета после стыковки разъема аэродромного питания включается
выключатель с надписью «Розетка или аккумулятор включены» на
верхнем пульте пилотов, а переключатель на щитке контроля энер-
гетики устанавливается в положение «РАП включена». При этом
получает питание обмотка подключающего контактора, который
срабатывает. Подключение аэродромного источника к самолетной
сети сигнализируется загоранием двух светосигнализаторов: зеле-
ного с надписью «РАП включена» на щитке контроля энергетики и
174
Рис. 8.10. Схема включения ро-
зетки аэродромного питания
переменным током:
1—контактор; 2—светосигнализатор
включения аэродромного источника;
<3—выключатель «РАП включена»;
4—блок чередования фаз БЧФ-208;
5—перемычка на источнике аэро-
дромного питания; 6—вилка
ШРАП-400-Зф
Рис. 8.11. Схема включения розетки аэродромного питания постоянным током;
1—блокировочное реле; 2—поляризованное реле; 3—контактор; 4—светосигнализатор; 5—
перемычка на источнике аэродромного питания; 6—вилка ШРАП-500К; 7—выключатель
«Розетка или аккумуляторы включены»; 8—переключатель «РАП включена, Отключено,
Аккумуляторы включены»
желтого с надписью «Лампа горит — не выключать» рядом с вил-
кой штепсельного разъема.
ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ
ПЕРЕМЕННЫМ И ПОСТОЯННЫМ ТОКОМ
Работа системы электроснабжения переменным током проверя-
ется контрольно-измерительной аппаратурой и светосигнализатора-
ми, установленными на щитке контроля энергетики (см. рис. 8.4),
при опробовании двигателей.
175
Для измерения величины тока нагрузки каждого генератора
применяются четыре ферродинамических амперметра АФ1-150,
каждый из которых работает в комплекте с тремя трансформатора-
ми тока ТФ1-75, 150/1. Амперметры измеряют силу переменного то-
ка напряжением не выше 250 В, частотой от 350 до 1200 Гц в преде-
лах 0-150 А. Рабочая часть шкалы 45-150 А, цена одного деления
5 А. Основная погрешность не превышает ±2% от верхнего преде-
ла измерения шкалы. Над амперметрами установлены красные
светосигнализаторы, загорающиеся, если генератор не подключен к
бортсети.
Для замера силы тока в трех фазах генератора одним прибором
каждый амперметр включается через трехпозиционный переключа-
тель с тремя положениями: «I фаза», «II фаза», «III фаза». Над пе-
реключателями выгравирована общая надпись «Токи в фазах». Ли-
нейное напряжение 200 В на шинах генераторов замеряется двумя
ферродинамическими вольтметрами ВФ 0,4-250; один замеряет нап-
ряжение генераторов № 1 и 2 (левой группы), второй — генерато-
ров № 3 и 4 (правой группы). Для измерения напряжения каждой
из трех фаз вольтметры могут подключаться в соответствующее по-
ложение двумя галетными переключателями. Переключатели име-
ют следующие положения: «23Г», «36Г», «43Г», «43Д», «63Г»,
«24Д», «36Д», «44Г», «44Д», «64Д», «РАП», 1 ген., 2 ген., 3 ген.,
4 ген.
Вольтметры ВФ 0,4-250 измеряют напряжение переменного тока
в пределах 0—250 В. Рабочая часть шкалы 100—250 В; цена деления
10 В. Погрешность вольтметра в рабочей части шкалы не превы-
шает ±2% от верхнего предела измерения; по всей шкале погреш-
ность не превышает ±3,5% от верхнего предела измерения. Над
вольтметрами на панели «024» выгравированы надписи «Напряже-
ние линейное», «Левый борт» и «Правый борт». Переключатели с
надписями — «Фазы» и «Шины» установлены попарно под вольт-
метрами.
Для контроля фазного напряжения генераторов и напряжения
преобразователя ПО-750А (115 В) применяется вольтметр ВФ
0,4-150 с измерительной шкалой 0—150 В, с рабочей частью шкалы
60—150 В и ценой деления 5,0 В. Погрешность вольтметра в рабо-
чей части шкалы не превышает ±2% от верхнего предела измере-
ния. Для поочередного измерения напряжения на разных шинах
вольтметр включается в сеть при помощи галетного переключателя.
Вольтметр и переключатель установлены рядом, над ними выгра-
вирована надпись «Напряжение фазное». Галетный переключатель
имеет следующие положения: 23Г(1ф), 23Г(Пф). 23Г(Шф),
ПО-750А, 24Д(1ф), 24Д(Пф), 24Д(Шф).
Для замера напряжения на шинах 36 В и напряжения преобра-
зователя ПТ-125Ц-Зс применяется вольтметр ВФ 0,4-45 со шкалой
0-45 В, с рабочей частью шкалы 18—45 В, с ценой деления 1,0.
Вольтметр измеряет напряжение на различных шинах при установ-
ке переключателя в одно из следующих положений —27Ж: 1—2,
1—3, 2—3; 27К: 1—2; 27Е: 1—2, 1—3, 2—3; ПТ-125 Ц-Зс: 2—3,
176
1—3, 1—2. Вольтметр и переключатель установлены на щитке
контроля энергетики 36 В у штурмана.
Для измерения частоты генераторов применяются четыре фер-
родинамических частотомера ЧФ4-2, измеряющих частоту перемен-
ного тока 350—450 Гц, напряжением 200 В. Частотомеры установ-
лены на панели под выгравированной надписью «Частота».
Для измерения частоты аэродромного источника питания ис-
пользуется частотомер четвертого генератора, который специаль-
ным переключателем переключается на «РАП».
Четыре амперметра А-1 контролируют силу тока четырех транс-
форматорно-выпрямительных блоков БТВ-6Б. Диапазон измерения:
40—0—400 А.
Амперметр А-2 с диапазоном измерения 50—0—500 А, включен-
ный через галетный переключатель, контролирует силу тока «За-
рядки — разрядки» четырех аккумуляторных батарей.
Два вольтметра В-1 левой и правой групп с диапазоном измере-
ния 0—30 В, с галетными переключателями позволяют контролиро-
вать напряжение на клеммах всех четырех выпрямителей, что соот-
ветствует напряжению на шинах ЦРУ постоянного тока (панелей
«21», «22», «41», «42»), напряжение на шинах РУ (панелей «32»,
«51», «61»), источников аэродромного питания и генератора ВСУ.
Ток нагрузки генератора ГС-12ТО контролируется амперметром
А-3 с диапазоном измерения 100—0—1000 А. Зеленый светосигна-
лизатор загорается при подключении генератора к бортовой сети.
Выносное сопротивление ВС-25Б служит для регулирования нап-
ряжения генератора. Четыре красных светосигнализатора загора-
ются при отказе выпрямительных блоков.
Шунты Ш1, работающие в комплекте с амперметрами А1, уста-
новлены по одному в ЦРУ «21», «22», «41», «42». Шунт Ш2, входя-
щий в комплект амперметра А2, и шунт ШЗ, входящий в комплект
амперметра АЗ — размещаются в РУ «51».
ПРОВЕРКА РАБОТОСПОСОБНОСТИ КАНАЛОВ СИСТЕМЫ
ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ ПЕРЕМЕННЫМ ТРЕХФАЗНЫМ ТОКОМ
С ПОМОЩЬЮ ПУЛЬТА ПРОГРАММИРОВАННОГО КОНТРОЛЯ П ПК-62 Г,
Проверка системы электроснабжения с помощью пульта
ППК-62Б производится одновременно с проверкой работы двига-
телей на земле на режиме малого газа (рис. 8.12, 8.13).
С помощью пульта ППК-62Б в системе электроснабжения кон-
тролируются:
величины линейного напряжения и частоты генератора;
функционирование подвозбудителя генератора и контуров рас-
пределения реактивной и активной мощностей;
напряжение резервного источника питания;
работоспособность блоков защиты от аварийного повышения и
понижения частоты и напряжения, дифференциальной защиты от
коротких замыканий генератора и его фидера, от неравномерного
177
ш л а нал
/канал
Ш1
Ш2
шз
Рис. 8.12. Электросхема назем-
ной проверки каналов системы
электроснабжения переменным
трехфазным током:
/_Контактор включения генерато-
ра под нагрузку; 2—контрольный
штепсельный разъем 4—5 первого
канала; 3—контрольный штепсель-
ный разъем 4—7 третьего канала;
Гь Г3—генераторы ГТ40ПЧ8 первого
и третьего каналов; ЦРУ43, ЦРУ44.
ЦРУ42—центральные распредели-
тельные устройства «43», «44». и
«42»; БТТ-40П—блок трансформа-
торов тока; БРЧ-62Б—блок регу-
лирования частоты; БЗУ-62Б—блок
защиты и управления; БРН-62Б —
блок регулирования напряжения;
ППК-62Б—пульт программирован-
ного контроля; Ш1, Ш2, ШЗ—штец-
седьные разъемы
ППК-62Б
Рис. 8.13. Пульт программированного контроля ППК-62Б:
лицевая панель пульта; б—задняя часть пульта; /—светосигнальные табло; 2—рукоятка
для переноса пульта; 3—панель управления; 4—ниша для жгута (крышка снята); 5 —
панель предохранителей; 6—штепсельные разъемы жгута-переходника; 7—жгут-переходник
для подключения пульта к проверяемому каналу
распределения токовой нагрузки между параллельно работающими
генераторами (небаланса полных токов);
работоспособность реле аварийного отключения.
Предусматривается поочередный контроль четырех каналов.
Пульт подключается к системе с помощью четырех контрольных
штепсельных разъемов, установленных на перегородке шп. № 78.
Каналы контролируются попарно — 1-й с 3-м, 2-й с 4-м. К каждому
контрольному разъему подсоединяются провода от контрольных
разъемов (ШЗ) аппаратуры своего канала и четыре провода от
контрольных разъемов аппаратуры парного канала.
179
Возбуждение генератора контролируемого канала включается
с пульта ППК-62Б, при этом генератор парного канала не возбуж-
дается.
На щитке контроля энергетики выключатели двух генерато-
ров — контролируемого и парного каналов, а также выключатели
параллельной работы всех генераторов должны быть отключены.
Ошибочное включение этих выключателей приводит к выдаче пуль-
том ППК-62Б неправильных показаний.
Для питания бортсети переменного тока необходимо включать
генераторы двух других каналов или аэродромный источник.
Контроль каждого канала состоит из трех этапов.
Этап I — проверка на отсутствие аварийных режимов и неисп-
равностей в канале, вызывающих срабатывание соответствующих
защит.
Этап II — замеры уровней напряжения и частоты генератора и
проверка на функционирование: подвозбудителя, блока резервного
питания, контуров распределения активной и реактивной мощно-
стей и блока измерения частоты (в блоке БРЧ-62Б).
Этап III — контроль органов защиты: от снижения напряжения,
от повышения напряжения, от снижения частоты, от повышения
частоты, при коротких замыканиях генератора и его фидера, от не-
баланса полных токов.
При отсутствии неисправностей этапы I и II выполняются без
перерыва. Продолжительность трех этапов контроля одного канала
около 5 мин.
Порядок контроля 1-го канала по этапам I и II
После подстыковки вилки штепсельного разъема пульта про-
граммированного контроля к контрольному разъему 1-го канала
включают автомат защиты сети «Наземный контроль» в ЦРУ 42,
затем на пульте контроля включают выключатель «Включен, пуль-
та». При этом начинает работать шаговый искатель пульта контро-
ля (прослушиваются щелчки). Генератор контролируемого канала
возбуждается и на щитке контроля энергетики должен погаснуть
соответствующий красный светосигнализатор. При отсутствии неис-
правностей и отказов в канале светосигнальные табло на пульте
контроля не загораются, контроль не прерывается, начинается
этап II.
При наличии неисправностей загорается светосигнальное табло
«Контроль прерван», возбуждение генератора автоматически сни-
мается, при этом контактор включения нагрузки и электромагнит
ППО-62М обесточиваются. Приборы контроля на щитке контроля
энергетики «024» показывают величины напряжения и частоты ге-
нератора контролируемого канала.
Если величины напряжения и частоты выходят за контролиру-
емые пределы измерения, то на лицевой панели пульта загораются
соответствующие светосигнальные табло. При необходимости более
180
точных замеров параметров используются лабораторные приборы,
подсоединяемые к клеммам Г4, Г5, Г6 пульта ППК-62Б.
При неисправностях, обнаруженных на этапе II, на панели пуль-
та ППК-62Б загораются соответствующие светосигнальные табло,
но контроль не прекращается. По окончании этапа II загорается
светосигнальное табло «Контроль закончен». Исключением явля-
ются два случая — короткое замыкание и аварийное повышение
скорости вращения генератора, при которых загорается табло
«Контроль прерван». При загорании на этапе II одного или не-
скольких табло «Напряжение не в норме», «Частота не в норме»
или «Отказ подвозбудителя» контроль по этапу III производить не
следует, так как в этом случае могут быть выданы ложные сигналы
отказов защиты.
Порядок контроля по этапу 111
На пульте программированного контроля включается выключа-
тель «Включение контроля защит.». При этом на пульте могут заго-
раться различные светосигнальные табло, но контроль не прекра-
щается до загорания табло «Контроль закончен», за исключением
двух случаев — короткого замыкания или аварийного повышения
скорости вращения. Светосигнализаторы, сигнализирующие о не-
исправностях в системе, остаются включенными до отключения
пульта выключателем «Включение пульта». Отыскание неисправно-
стей производят по таблицам.
После завершения контроля первого канала отключают автомат
защиты сети «Наземный контроль» в ЦРУ 42 и отстыковывают
контрольный разъем первого канала. Затем пристыковывают конт-
рольный разъем третьего парного канала, включают автомат защи-
ты «Наземный контроль» в ЦРУ 42 и повторяют контроль по эта-
пам I, II и III для третьего канала. После завершения контроля
третьего канала производят контроль второго и четвертого каналов,
аналогично первому и третьему каналам.
Глава 9
РАДИОСВЯЗНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
Система радиосвязного оборудования (рис. 9.1) на самолете
предназначена:
для постоянной телефонно-телеграфной связи с наземными стан-
циями и другими самолетами по каналам радиосвязи УКВ и КВ
диапазонов;
для внутрисамолетной телефонной связи между членами экипа-
жа и оповещения пассажиров.
В систему радиосвязного оборудования входят:
две радиостанции КВ диапазона «Микрон»;
две радиостанции УКВ диапазона «Ландыш-20»;
бортовая аппаратура записи «Марс-БМ»;
система переговорного устройства «Вещание»;
средства защиты радиоприема от электропомех.
Основные блоки аппаратуры связи смонтированы на амортиза-
ционных панелях и размещены в кабине экипажа, в радиоотсеке у
шп. № 75 и 85, в отсеке буфета и в обтекателе стабилизатора (рис.
9.2).
Органы управления аппаратурой установлены на рабочих мес-
тах членов экипажа.
СИСТЕМА КОРОТКОВОЛНОВОЙ РАДИОСВЯЗИ
Система коротковолновой связи состоит из двух комплектов ра-
диостанций «Микрон» (KBI и КВП), работающих в диапазоне
2-23,999 МГц на 220000 частотах (каналах) с сеткой через 100 Гц
на общую килевую антенну верхнеемкостного питания (АВП).
Радиостанции предназначены для ведения беспоисковой беспод-
строечной симплексной радиотелефонной и телеграфной связи эки-
пажа самолета с радиостанциями аэродромных диспетчерских
служб и с радиостанциями других самолетов в любой момент по-
лета.
Рис. 9.1. Общая схема системы радиосвязи:
/—абонентский аппарат АА50-2; 2—гарнитура абонентская; 3—кнопка «Радио»; 4—кнопка
«СПУ»; 5—абонентский аппарат АА50; 6—ножная тангеита; 7—микрофон МДМ-2; 8—або-
нентский аппарат АА49; 9—кнопка-курок; 10—усилитель динамиков УНЧ-2; //—микрофон
М3; 12—динамик 1ГД-42; 13—микрофонный усилитель УСМ; 14—магнитофон «хМарс-БМ»;
/5—аппарат бортпроводника АБП2; 16—магнитофон «Арфа-МБ»; /7—усилитель оповещения
УНЧ-25; 18—звуковые колонки в пассажирских салонах; 19—телефонная трубка ТМБ; 20—
семь ’..чек подключения абонентских аппаратов наземного обслуживающего персонала;
2/—зь.енный коммутатор; 22—согласующее устройство; 23—приемопередатчик КВ радио-
станции; 2/—’ ;.льт управления КВ радиостанции; 25—пулы управления УКВ радиостанции;
26—приемопередатчик УКВ радиостанции
182
183:
^Средства внутренней ।
\с6язи а коммутации |
* J \бортсеть+27в\
^Средства оадаосВяза
Y
| УКВ1
II борт сеть
+2ТВ
*1158,МОГц
““1
I Навигационные системы
I \РГРШ~7Г. |_ Дмсоп-т'-')
\?
26
Боргпсвть
+ 27В
*115В,Ы0Щ
\сд-В7,сдк-е1
Курс-МП
22
Бортсеть +27В — КВ Т
*200ВД08Гц
\МРП, РВ- 5
КВ i!
Борт сеть 1
25
+ 27 В
25В др ВО Гц I
25
24
1 Штурман-
нлидаровщик
11
1'
77
Бравый пилот
Раоист-
лиоиробщик
15
Бортпроводник
Штурман ?
12''лсБь/й пилот
-4- С
7" г
Л /"и — J 1
Радист
20 У,
23^
22 '
10
Каоини экипажи
11
15
№85
№75
Рис.
№35
№11
Шп.№92
^Шп.№2
9.2. Размещение радио-
связного оборудования:
/—микрофон МДМ-2; 2—верхний
пульт пилотов; 3— пульт управле-
ния УКВ радиостанции; 4— пульт
правого пилота; 5—абонентский ап-
парат; 6—микрофон М-3; 7—аппа-
ратура под столом радиста; усили-
тели. УНЧ-2, УСб-0,2, УСМ и рас-
пределительная коробка; 8—дина-
мик 1ГД-42; 9—пульты управления
КВ радиостанциями; 10—рабочее
место радиста; //—приемопере-
датчик УКВ радиостанции; 12—
пилота; 16—антенна УКВ радиостанции;
13—ножная
18—звуковая колонка БГР-14;
___ ________, 22—антенна верхнеемкостного питания; . .......... , , _
радиостанции; 25—измерительный блок УКВ радиостанции; 26—радиосвязное оборудование бортпроводника; телефонная трубка ТМБ, або-
нентский аппарат, магнитофон «Арфа-МБ» и контейнер для кассет; 27—усилители УНЧ-25
пульт телеграфного ключа;
/7—звуковая колонка 1КЗ-5;
тяжный механизм; 2° "
тангеита; 14—рабочее -место штурмана; 15—пульт левого . . . .
' ' 19— приемопередатчики КВ радиостанций; 20— электронный блок; 21—лентопро-
23— антенный коммутатор КВ радиостанции; 24— согласующее устройство КВ
Радиостанции обеспечивают возможность ведения следующих
видов связи: телефонной на одной нижней боковой полосе с подав-
ленной несущей (режим ОМ); телефонной на одной боковой поло-
се с частично подавленной несущей (режим ОМН); телефонной с
амплитудной модуляцией (режим AM); телеграфной с амплитуд-
ной манипуляцией на номинальной частоте (режим АТ).
Одна из радиостанций (KBI) является основной, вторая
(КВП) —резервной. Радиостанции могут работать только попере-
менно. Горячее резервирование радиостанций (KBI и КВП) позво-
ляет осуществить быстрый переход на любую из них путем переклю-
чения антенны. Время перехода без перестройки частот ~18—20 с.
В комплект каждой радиостанции «Микрон» входят приемопе-
редатчик, согласующее устройство и пульт управления. Приемопе-
редатчик состоит из четырех конструктивно самостоятельных при-
боров: датчика опорных частот, приемовозбудителя, усилителя
мощности и прибора питания, размещенных на общей установочной
раме. Телеграфный ключ и антенный коммутатор входят в комп-
лект радиостанции КВП (рис. 9.3).
Блоки радиостанций расположены в кабине экипажа на рабо-
чем месте радиста, в радиоотсеке у шп. № 75 и в обтекателе стаби-
лизатора.
Работа. В приемовозбудителе производятся все преобразова-
ния, связанные с переносом информации в области рабочих частот,
и осуществляется автоматическое регулирование усиления сигна-
ла. Все гетеродинные напряжения для приемовозбудителя форми-
руются в датчике опорных частот с использованием высокостабиль-
ного опорного генератора. Основное усиление сформированного в
приемовозбудителе сигнала происходит в усилителе мощности. Ан-
тенное согласующее устройство обеспечивает согласование сопро-
тивления антенны с выходным сопротивлением усилителя мощно-
сти. Настройка согласующего контура согласующего устройства,
контура усилителя мощности и контуров усилителей высокой часто-
ты приемовозбудителя осуществляется с помощью схем автонаст-
ройки. Схема защиты радиостанции, находящаяся в усилителе
мощности, обеспечивает выключение радиостанции в случае пере-
грузки по току, перегрева или разгерметизации согласующего уст-
ройства.
Коммутирование антенны производится переключателем «Ан-
тенна», установленным на панели радиста. Переключатель имеет
три положения «КВП — Откл. — КВ1». Для удобства обслужива-
ния станций KBI и КВП в месте расположения приемопередатчи-
ков установлен контрольный щиток, на котором размещены разъ-
емы для подключения кабелей контрольно-проверочного прибора.
Частоты связи (рабочие каналы) выбираются с пульта управле-
ния шестью ручками установки частот, связанными с переключате-
лями-датчиками и с механизмом отсчетного устройства. Переклю-
чатели коммутируют управляющие напряжения (команды), посту-
пающие в приборы приемопередатчика, где происходит автомати-
185
Рис. 9.3. Размещение блоков радиостанций «Микрон» (KBI и KBII):
/—пульт управления КВ II П7А1к-Мк; 2—пульт управления КВ I П7А1к-Мк; 3—пульт теле-
графного ключа ШЗ-Ак; 4—ручка регулировки уровня прослушивания при передаче; 5—>
светосигнализаторы работы; 6—ручка регулировки тона принимаемого телеграфного сигна-
ла; 7—ручка регулировки уровня принимаемого сигнала; 8—шесть ручек установки частот;
S—счетчик отсчета частоты; 10—переключатель выбора вида работы; 11—переключатель
вида регулировки; /2—переключатель включения режима передачи ключом; 13— переклю-
чатель изменения полосы в телеграфном режиме; 14—антенный коммутатор П22-Мк; 15,
/5—согласующее устройство П5-Мк; /7—антенна верхнеемкостного питания АВП; 18, 19—
приемопередатчик КВ I и КВ II; 20—контрольный щиток; 21—прибор питания датчика опор-
ных частот ПЗ-Мк-200; 22—датчик опорных частот П1-Мк; 23—приемовозбудитель П2-Мк;
24—усилитель мощности П4-Мк-200
186
ческая установка настраиваемых мотор-генераторами элементов *
положение рабочих частот, соответствующих набранным ручками,
и подключение калиброванных напряжений к варикапам.
В режиме приема переключатель «ПРД—ПРМ» на пульте те-
леграфного ключа ставится в положение «ПРМ». Установкой пере-
ключателя «АРУ—РРУ» в одно из положений выбирается вид ре-
гулировки усиления принимаемых сигналов (автоматическая или
ручная). При настроенной радиостанции переход в режим передачи
в телефонных режимах (ОМ, ОМН, AM) осуществляется установ-
кой переключателя выбора работ на пульте управления в требуемо*3
положение и нажатием кнопки-курка на штурвале левого пилота вп
второе положение, кнопки «Радио» на штурвале правого пилота и
на панелях штурмана и радиста или ножной тангеиты у радиста
или штурмана. При работе в телеграфном режиме (АТ) переключа-
тель рода работ устанавливается в необходимое положение, а вык-
лючателем «ПРД—ПРМ» станция переводится в режим передачи.
Радиостанции работают совместно с системами СПУ и СГУ.
Питание, управление, контроль. Радиостанции KBI и
КВП получают питание постоянным током напряжением 27 В и пе-
ременным током напряжением 200 В частотой 400 Гц от бортовой
сети самолета через автоматы защиты сети. Включение радиостан-
ций производится на панели радиста выключателем «КВ1»
(«КВП») и переключателем «Антенна» в положение «КВ1»
(«КВП»),
Управление радиостанциями осуществляется с пультов управ-
ления.
На передней панели пультов управления расположены (см. рис.
9.3):
4 — ручка «Самоконтр.» — для регулировки уровня прослуши-
вания сигнала при передаче;
5 — лампы сигнализации работы радиостанции;
6 — ручка «Тон» — для регулировки тона принимаемого теле-
графного сигнала;
7 —ручка «Громк.» — для регулировки уровня принимаемого
сигнала;
8 — шесть ручек установки частот;
9 — счетчик отсчета частоты;
10 — переключатель — для включения любого из трех видов те-
лефонной работы (ОМ, ОМН, AM) или телеграфной работы радио-
станции (АТ). Положение ЧТ не используется;
11 — переключатель «РРУ—АРУ» — для переключения вида ре-
гулировки усиления (ручная или автоматическая);
На передней панели пульта телеграфного ключа расположены
(см. рис. 9.3):
12 — переключатель «ПРД—ПРМ» — для включения режима пе-
редачи ключом;
13 — переключатель «АТУ — АТШ» — для изменения полосы в
телеграфном режиме.
187
Коротковолновая антенна. В качестве антенны используется
киль самолета, возбуждаемый передним коком стабилизатора (ан-
тенна верхнеемкостного питания — АВП). Волновое сопротивление
питающего фидера 50 Ом. Антенна выполнена в виде металличе-
ского носового кока, прикрепленного к обтекателю стабилизатора
через кольцевую обечайку—изолятор из стеклотекстолита шириной
400 мм. К металлическому коку подключен ввод питающего фидера
от антенного коммутатора.
ЗАЩИТА КОРОТКОВОЛНОВОЙ АНТЕННЫ ОТ МОЛНИИ
Блок грозозащиты (грозоразрядник) служит для предотвраще-
ния проникновения опасных напряжений молнии в антенный фидер
и защиты членов экипажа и аппаратуры от этих напряжений. Гро-
зоразрядник выдерживает импульсное пробивное напряжение 10—
12 кВ. Грозозашита не нарушает нормальной работы антенно-фи-
Рис. 9.4. Грозоразрядник:
1—возбудитель антенны верхнеемкостного питания; 2—обечайка; 3—обшивка обтекателя
стабилизатора; 4—капроновый контровочный винт (2 шт.); 5—контакт; 6—кольцо; 7—гайка;
8—разрядник Р-1; 9—корпус разрядника; 10—гайка; //—контргайка контакта; 12, /3—крон-
штейн; 14—выступ
188
дерной системы во всем диапазоне рабочих частот радиопередат-
чика.
Блок грозозащиты (рис. 9.4) выполнен в полиэтиленовом рель-
ефном корпусе, состоит из шести емкостных разрядников Р-1 и ус-
тановлен в верхней части обтекателя киля между шп. № 5 и 6.
СИСТЕМА УЛЬТРАКОРОТКОВОЛНОВОЙ (УКВ)
РАДИОСВЯЗИ
Радиостанции «Ландыш-20» предназначены для ведения беспо-
исковой бесподстроечной симплексной радиосвязи в телефонном
режиме в диапазоне частот от 118 до 135,975 МГц. В указанном
диапазоне передатчик имеет 720 волн связи с интервалами частот
между соседними каналами через 25 кГц.
На самолете установлены две радиостанции «Ландыш-20»: ос-
новная радиостанция (УКВ1) и резервная радиостанция (УКВП).
Работа обеих радиостанций происходит независимо друг от друга
и может вестись одновременно.
В комплект каждой радиостанции входят приемопередатчик,
пульт управления и антенна (рис. 9.5). Для контроля режимов ра-
диостанций имеется измерительный блок (один прибор на две ра-
диостанции). Приемопередатчик состоит из трактов приема, переда-
чи и общих блоков: блока питания, кварцевых генераторов схемы
управления и системы перестройки.
Блоки радиостанций расположены в кабине экипажа и в радио-
отсеке у шп. № 75. Антенны расположены у шп. № 4 и 91 в ниж-
ней части фюзеляжа.
Работа. В радиостанции применена электронная перестройка
частоты. Выбор частоты связи проводится с пульта управления.
Пульт связан с радиостанцией по стволу точной сетки двумя прово-
дами, по стволу средней сетки шестью и по стволу грубой сетки
пятью проводами. Включение той или иной частоты в генераторах
производится набором определенной комбинации управляющих
проводов при помощи переключателей, расположенных на пульте
управления и связанных с рукоятками установки частоты на пуль-
те. Одновременно с переключением частоты генератора грубой сет-
ки матрицей электронной перестройки (МЭП) формируется управ-
ляющее напряжение, величина которого соответствует выбранному
каналу связи. Это напряжение прикладывается к варикапам, рас-
положенным в фильтрах УВЧ приемника, передатчика и усилителя
гетеродина, настраивая их на частоту выбранного канала. Вклю-
чение режима «Прием» или «Передача» осуществляется подачей
питания на соответствующие каскады радиостанции. В режиме
«Прием» питание подается на УВЧ приемника, УПЧ, УНЧ, МЭП ге-
нератора, УВЧ гетеродина. Каскады передатчика обесточены. Пре-
образователь высокого напряжения не работает. В режиме «Пере-
дача» снимается питание с каскадов приемника и подается на кас-
кады передатчика. Включается преобразователь анодно-экранного
напряжения и подается питание на модулятор и двигатель-венти-
189
8
Рис. 9.5. Размещение блоков радиостанций «Ландыш-2|Э» (УКВ I и УКВ II):
/—пульт управления УКВ I; 2— пульт управления УКВ II; 3—лампа подсвета; 4—счетчик
отсчета частоты; 5—ручка установки частоты; 6—выключатель подавителя шумов; 7—ручка
регулировки громкости принимаемого сигнала; 8—приемопередатчик УКВ II; 9—приемопере-
датчик УКВ I; 10—измерительный блок; //—антенна УКВ II; /2—антенна УКВ I
190
лятор. Включение радиостанции в режим «Передача» осуществля-
ется соединением с минусом источника питания управляющего
провода, связанного с тангентой (кнопкой «Радио», кнопкой-кур-
ком двухполюсной последовательного включения).
Работают радиостанции с системой СПУ.
Питание, управление. Радиостанции «Ландыш-20» полу-
чают питание постоянным током напряжением 27 В и переменным
током напряжением 115 В частотой 400 Гц от бортовой сети само-
лета через автоматы защиты сети, которые и включают их в работу.
Управление радиостанциями осуществляется с пульта управле-
ния.
На передней панели пульта управления расположены (см. рис.
9.5):
3 — две лампы подсвета;
4 — счетчик отсчета частоты;
5 — две ручки установки частот;
6 — выключатель подавителя шумов;
7 — ручка регулировки громкости принимаемого сигнала.
БОРТОВАЯ АППАРАТУРА МАГНИТНОЙ ЗАПИСИ
служебных переговоров «марс-бм»
Аппаратура «Марс-БМ» предназначена для магнитной записи:
служебных разговоров между членами экипажа в сети внутрен-
ней радиосвязи:
звуковой обстановки в кабине экипажа;
внешней радиосвязи экипажа с наземными диспетчерскими
службами и с экипажами других самолетов;
импульсной информации закодированного времени для синхро-
низации записанной речевой информации с данными параметров
полета, зарегистрированных аппаратурой МСРП-64-2.
В комплект аппаратуры «Марс-БМ» входит лентопротяжный
механизм (блок 70А-10М), электронный блок 70А-20М, четыре мик-
рофона МДМ-2 и микрофонный усилитель УСМ (блок 70А-30). Ап-
паратура размещена в кабине экипажа у шп. № 85 (рис. 9.6).
Работа. Аппаратура обеспечивает непрерывную запись по че-
тырем независимым каналам. Телефонные цепи обоих пилотов под-
ключены непосредственно ко входам магнитофона (18-вольтовые
каналы I и II), что обеспечивает запись как передаваемых, так и
принимаемых сообщений при ведении ими радиосвязи.
Запись голосов пилотов обеспечивается и в том случае, когда
они не подключены к средствам радиосвязи (кнопки «СПУ» и
«Радио» не нажаты). Также обеспечивается запись голосов радис-
та и штурмана. Для этой цели в схему записи введены два усили-
теля УС6-02 из комплекта «Вещание», выходы которых подключа-
ются к магнитофону (90-вольтовые каналы I и II). К одному из
усилителей одновременно подключены микрофоны гарнитур левого
пилота и радиста, к другому — правого пилота и штурмана. При
191
Рис. 9.6. Размещение аппаратуры «Марс-БМ»:
/—микрофон МДМ-2 левого пилота; 2—микрофон МДМ-2 правого пилота; 3—верхний
пульт пилотов; 4—микрофонный усилитель; 5—микрофон МДМ-2 радис/га; 6—приборная
доска радиста; 7—приборная доска штурмана; 8—микрофон МДМ-2 штурмана; 9—электрон-
ный блок; 10—лентопротяжный механизм
ведении радиосвязи (нажатии кнопки) микрофон гарнитуры от
усилителя отключается.
Кроме того, обеспечивается запись звуков в кабине экипажа и
голосов (если гарнитура снята) с помощью выносных микрофонов,
подключенных через микрофонный усилитель ко входу канала III
магнитофона. По каналу IV магнитофоном «Марс-БМ» производит-
ся запись кодированной временной информации, вырабатываемой
аппаратурой МСРП-64-2. Это необходимо при анализе летных про-
исшествий для временного сопоставления текущих значений пара-
метров, зарегистрированных аппаратурой МСРП, с теми разгово-
рами (высказываниями), которые при этом велись в кабине эки-
пажа.
В бортовой аппаратуре записи использован принцип магнитной
записи речевой информации на ферромагнитную ленту с высоко-
частотным подмагничиванием. Запись импульсной информации ве-
дется без высокочастотного подмагничивания.
192
Запись информации ведется непрерывно при движении ленты в
прямом и обратном направлениях. Длина рабочего участка ленты,
равная 72± 1 м, обеспечивает в обоих направлениях запись не ме-
нее 30 мин полета.
Конструкция аппаратуры обеспечивает сохранность информа-
ции после аварийной ситуации.
Питание. Включение. Аппаратура магнитной записи по-
лучает питание постоянным током напряжением 27 В от бортовой
сети самолета через автомат защиты сети.
Схемой питания предусмотрено также автоматическое включе-
ние аппаратуры на взлете, когда скорость самолета достигнет
70 км/ч. Это сделано с целью обеспечения питания в том случае, ес-
ли автомат защиты оказался выключен.
После автоматического включения питание производится от ак-
кумуляторов.
СИСТЕМА ПЕРЕГОВОРНОГО УСТРОЙСТВА
«ВЕЩАНИЕ»
Переговорное устройство (рис. 9.7) предназначено для:
ведения внутренней телефонной связи между членами экипажа
в кабине;
ведения внешней связи по связным радиостанциям;
одновременного прослушивания сигналов одного из навигацион-
ных устройств при работе на выбранной радиостанции;
одновременного прослушивания сообщений, принимаемых двумя
связными радиостанциями при работе на одной из них;
принудительного прослушивания сигналов специального назна-
чения (в том числе сигналов маркерных маяков);
ведения связи пилотов с бортпроводником;
оповещения пассажиров пилотами и бортпроводником;
воспроизведения музыкальных программ;
ведения связи между членами наземного обслуживающего пер-
сонала.
Возможности членов экипажа по ведению служебной радиосвя-
зи с помощью аппаратуры «Вещание» показаны в табл. 9.1.
В комплект переговорного устройства входят:
абонентские аппараты пилотов АА49.................... 2 шт.
абонентские аппараты штурмана и радиста АА50 ... 2 »
абонентские аппараты лидировщиков АА50-2........... 2 »
микрофоны пилотов М3............................... 2 »
аппарат бортпроводника АБП2........................ 1 »
телефонная трубка ТМБ.............................. 1 »
усилители внутренней связи УС6-02 3 »
усилители динамиков УНЧ-2.......................... 2 »
усилители оповещения УНЧ-25........................ 2 »
магнитофон «АРФА-МБ»............................... 1 »
контейнер для кассет............................... 1 »
звуковые колонки салонов 1КЗ-5 .................... 30 »
звуковая колонка БГР-14............................ 1. »
7 1252
193
динамики 1 ГД-42.................................... 2 шт.
точки подключения аппаратов АОП6 наземного обслужи-
вающего персонала................................... 7 »
кнопки 2К.НР включения внутренней «СПУ» и внешней
«Радио» связи........................................... 10 »
авиагарнитура членов экипажа АГ-3................... 6 »
ножные тангеиты...................... 2 »
кнопка-курок 2К.ПВ................... 1 »
распределительная коробка ........... 1 »
Тадлица 9."!
Возможности, аппаратуры ,, Вещание “ Члены экипажа |
Левый пилот Правый пилот !''гурман Штурман- ладаровщик \Радист I Радист- ладировщик Бортпро- водник
Внешняя связь по о а диостанциям УКВТ 4- 4- 4- 4- 4- “Г —
УКВП + 4- 4- —1_ _L 4- —
квт 4- 4- 4-. 4- 4- 4- —
КВН 4- 4- 4- — 4- + —
Внутренняя связь между членами экипажа ГЛ—
—ГЛ—
kJ
-*o— —*o
о*— —о*— -*o
о*— —о*— —сх— —*0
о*— _сх О*— —сх
_<Л
Оповеш,ение пассажиров -I- 4- — — — 4-
Дежурное прослушивание при ведении радиосвязи —
Станции радиосвязи Выдо- оочное / Принуди- тельное
УКВ]7,КВТДВТ[ УКВТ 4- 4- “Н + 4-
УКВТДВТДВЙ уквп 4- 4- 4- + 4- ’ J .
УКВТ, УКВ.ТТ КВТ 4- 4- 4- +_- 4- —
УКВТ, УКВП КВН 4~ 4- 4- j I I I 4-1 4- I -j- । 4- ; ... j._J „J !
УКВ/, УКВП, КВТ, КВН Курс-МП -L 4-
РСБН-ТС 4- 4- 4-
С'Д-67 4- 4- — j —
СДК-57 4- j_ 4- 4- I —
АРК-15М 4- 4- 4* 4- 4- —
МРП 4- 4- 4- 4- — —
РВ-5 4- + 4- 4- —
1 94
здает такое положение, при котором элероны во время стоянки
самолета «всплывают» хвостиком вверх на угол 8°30' от нейт-
рального положения, при этом сервокомпенсаторы отклоняются
относительно элерона вверх на полный угол. Нейтральное поло-
жение элеронов при сервокомпенсаторах, вписанных в дужку эле-
рона, задано на угле 4° хвостиком вниз.
Управление триммерами элеронов. На средних секциях левого
и правого элеронов установлено по одному триммеру, управляе-
мому электромеханизмом МП-100МТ. Электромеханизмы распо-
ложены в носках правого и левого элеронов и обеспечивают от-
клонение триммеров на угол ±15°. Для ограничения максималь-
ных углов отклонения триммеров имеются упоры. Электромеха-
низмы включаются нажимными переключателями на центральном
пульте пилотов. Рядом с переключателями установлены два зе-
леных светосигнализатора, загорающихся при установке тримме-
ров в нейтральное положение. Рукоятки переключателей имеют
форму, позволяющую пилоту нажимать на оба переключателя од-
новременно. Это необходимо для того, чтобы балансировка элеро-
нов в полете производилась с помощью обоих триммеров одновре-
менно. Каждый переключатель имеет кроме нейтрального два по-
ложения — «Крен левый» и «Крен правый».
При одновременном нажатии обоих переключателей в сторону
«Крен правый» или в сторону «Крен левый» электродвигатели ме-
ханизмов включаются на разное вращение и отклоняют левый и
правый триммеры в разные стороны.
Управление интерцепторами. Интерцепторы — отклоняемые
щитки на верхней поверхности крыла (рис. 9.10, 9.11). Отклонение
интерцепторов вызывает интенсивный срыв потока, вследствие че-
го происходит резкое уменьшение подъемной силы крыла.
Интерцепторы на каждой половине крыла делятся на четыре
секции и при помощи тяг и качалок связаны с цилиндрами управ-
ления и гидравлическими усилителями. Интерцепторы отклоняют-
ся только вверх и используются в тормозном и элеронном режи-
мах управления.
В тормозном режиме интерцепторы отклоняются одно-
временно на левой и правой половинах крыла. Тормозной режим
интерцепторов используется в полете с убранными закрылками для
получения более крутой траектории снижения и на пробеге с вы-
пущенными закрылками сразу после касания земли для увеличе-
ния нагрузки на колеса с целью наиболее эффективного торможе-
ния. В этом режиме интерцепторы приводятся в действие с по-
мощью двух симметрично расположенных гидроцилиндров, полу-
чающих питание от основной или от аварийной гидросистемы,
причем отклонение интерцепторов синхронизируется жесткой ме-
ханической проводкой, соединяющей правые и левые цилиндры.
Максимальный угол отклонения интерцепторов в тормозном ре-
жиме — 45°. Выпущенные интерцепторы удерживаются в любом
промежуточном положении гидрозамками, запирающими полости
279
Глава 10
ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Комплекс пилотажно-навигационного и радиотехнического обо-
рудования, установленный на самолете Ил-62, обеспечивает:
непрерывное измерение и вычисление истинной и приборной ско-
рости, относительной высоты полета, числа М и вертикальной ско-
рости;
определение перегрузок и критических углов атаки;
измерение углов крена и тангажа;
определение ортодромического и магнитного курсов самолета;
пилотирование по радиомаякам VOR, РСБН;
заход на посадку по системам ILS, СП-50 и РСБН-7С;
измерение путевой скорости и путевого угла;
измерение истинной высоты полета;
обнаружение препятствий и встречных самолетов;
выявление безопасных проходов в грозовых фронтах;
навигацию по наземным радиолокационным ориентирам;
навигацию по приводным и широковещательным станциям;
коррекцию координат местоположения самолета;
определение местоположения самолета;
выработку управляющих сигналов в систему автоматического
управления.
В состав комплекса входят: точная курсовая система ТКС-П,
система автоматического управления САУ-1Т-2, центральные гиро-
вертикали ЦГВ-10П сер. 03, автомат углов атаки и перегрузок
АУАСП-7кр., автоматический радиокомпас АРК-15М, радиовысото-
мер малых высот РВ-5, система воздушных сигналов СВС-ПН-15,
доплеровская система ДИСС-013-С1, навигационный вычислитель
НВ-ПБ-1 сер. 04, навигационно-посадочная аппаратура «Курс-
МП-2», радиотехническая система ближней навигации и посадки
РСБН-7С, радиолокационная станция «Гроза-62А», самолетные
дальномеры СД-67 и СДК-67, самолетный ответчик «СОМ-64», два
магнитных самописца регистрации режимов полета МСРП-12-96 и
МСРП-64-2, трехкомпонентный самописец КЗ-63.
Комплекс имеет в своем составе индикаторы и указатели, на ко-
торые информация поступает непрерывно. В режиме автоматиче-
ского управления показания приборов служат средством визуаль-
ного контроля за работой автоматики, в режиме ручного управле-
ния — индикацией автономной работы систем комплекса.
205
ТОЧНАЯ КУРСОВАЯ СИСТЕМА ТКС-П
Точная курсовая система ТКС-П предназначена для определе-
ния курса самолета и выдачи его на указатели этой системы и в
другие системы комплекса.
В состав ее входят два гироагрегата ГА-3 (основной и конт-
рольный), два индукционных датчика ИД-3 (основной и дополни-
тельный), два коррекционных механизма КМ-5, два указателя
штурмана — основной УШ-3 и контрольный КУШ-1, задатчик курса
ЗК-4, блок дистанционной коррекции БДК-1, пульт управления
ПУ-11 и распределительный блок РБ-2.
Наличие в комплекте двух ГА-3, ИД-3 и КМ-5, а также блока
БДК-1 обеспечивает:
постоянную выдачу гиромагнитного курса независимо от режи-
ма работы системы;
4 повышение эксплуатационной надежности системы вследствие
полной автономности основного и контрольного каналов и разделе-
ния их линий электропитания;
устранение ошибок начальной выставки курса или погрешностей
системы путем ввода вручную с помощью блока дистанционной
коррекции поправки ортодромического курса.
Все оборудование системы, за исключением гироагрегатов, ин-
дукционных датчиков и распределительного блока, установлено
на рабочем месте штурмана (рис. 10.1); распределительный блок
находится в переднем техническом отсеке, гироагрегаты — в перед-
нем багажном помещении, индукционные датчики — в левой и пра-
вой консолях крыла.
Работа. Курсовая система (рис. 10.2, 10.3, 10.4) является
централизованным бортовым устройством, объединяющим гиро-
Рис. 10.1. Схема размещения системы ТКС-П:
а—задатчик курса ЗК-4; б—блок БДК-1; в—пульт управления ПУ-11; г-схема размещения
приборов; б—коррекционный механизм; е—контрольный указатель штурмана; яс—указатель
штурмана УШ-3; /—кремальера для установки курса самолета по шкалам «грубого» и
«точного» отсчета; 2—шкала и стрелка «грубого» отсчета курса; 3—переключатель точ-
ной начальной выставки гироагрегатов на земле по точному источнику курса; 4—шкала
и стрелка «точного» отсчета курса; 5—шкала и стрелка «точного» отсчета поправки к ор-
тодромическому курсу; 6—шкала и стрелка «грубого» отсчета поправки к ортодромическо-
му курсу; 7—ручка встроенного подсвета; 8—кремальера ручного ввода поправки к орто-
дромическому курсу; 9—индукционный датчик ИД-3; 10—гироагрегат ГА-3; 11—передний
технический отсек (отсек навигации); 12—распределительный блок РБ-2; 13—приборная
доска штурмана; 14—кнопка включения большой скорости согласования гироагрегатов в
режимах МК и АК; /5—переключатель принудительной коррекции гироагрегатов в режиме
гирополукомпаса; 16— потенциометр балансировки гироагрегата; 17—светосигнализатор от-
каза основного гироагрегата; 18—переключатель подключения потребителей к основному
или контрольному гироагрегату; 19—переключатель режима ввода широтной коррекции;
20—переключатель режима работы системы; 2/—шкала широтной коррекции; 22—кремалье-
ра ввода широтной коррекции; 23—переключатель коррекции основного или контрольного
гироагрегата; 24—светосигнализатор отказа контрольного гироагрегата; 25—подвижный ин-
декс отсчета магнитного склонения; 26— шкала и стрелка текущего магнитного курса, из-
меряемого ИД-3 без поправок; 27—отверстия для доступа к регулировочным винтам ле-
кального устройства; 28—кремальера ввода магнитного склонения (условного магнитного
склонения); 29—кнопка быстрого согласования стрелки «1» по магнитному курсу; 30—стрел-
ка «К» индикации текущего курса самолета; 3/—стрелка «1» индикации текущего гиро-
магнитного, астрономического курса или пеленга на радиостанцию; 32—переключатель ре-
жима стрелки «1»; 33—светосигнализаторы соответствующего режима работы системы
и стрелки «1»; 34—стрелка «К» индикации текущего курса самолета; 35—кремальера руч-
ного ввода заданного путевого угла; 35—светосигнализаторы соответствующего режима ра-
боты системы; 37—стрелка «ПУ» индикации текущего путевого угла; 38—индекс отсчета
заданного путевого угла или текущего курса при работе контрольного гироагрегата
206
ж)
207
Рис. 10.2, Начальная выставка си-
стемы:
НПУ—начальный путевой угол; НПУО—
начальный путевой угол главной ортодро-
мии; ИУО—истинный угол главной орто-
дромии; ДМ.усл—-угол сходимости мери-
дианов; ВПП —взлетно-посадочная полоса
Рис. 10.3. Параметры, индицируемые
на указателе УШ-3:
ТПУ—текущий путевой угол; ЗПУ—задан-
ный путевой угол частной ортодромии;
ЗУО--заданный угол главной ортодромии;
ОК—-ортодромический курс; ДК—угловое
отклонение от заданной линии пути; УС—
угол сноса самолета
скопические, магнитные и астрономические средства определения
курса самолета. Для обеспечения нормальной работы она получа-
ет сигналы:
крена самолета (от центральных гировертикалей) — для отра-
ботки положения рам гироагрегатов;
угла сноса самолета (от доплеровской системы) — для форми-
рования текущего путевого угла, выдаваемого на стрелку «ПУ»
указателя УШ-3;
напряжения «4-27 В» (от выключателей коррекции
ВК-53РШ) —для отключения на виражах цепей горизонтальной
коррекции гироагрегатов и магнитной коррекции указателя КУШ-1
с целью уменьшения ошибок курсовой системы в режимах МК и
ГПК;
заданного путевого угла (ЗПУ) от навигационного вычисли-
теля.
В структуру системы заложена автономная независимая работа
двух одинаковых гироагрегатов, работающих в режиме ГПК (ги-
рополукомпаса), который является основным. Периодически для
коррекции гироагрегатов включаются режимы: МК — магнитной
коррекции или АК — астрономической. Последняя на данном само-
лете не осуществляется из-за отсутствия на нем средств астрокор-
рекции. Предусмотрена ручная коррекция с помощью задатчика
курса (режим курсозадатчика).
208
Необходимость коррекции определяется штурманом и вводится
в основной или контрольный гироагрегат; при этом другой, некор-
ректируемый, работает в режиме гирополукомпаса.
Гироагрегаты системы представляют собой трехстепенные сво-
бодные в азимуте астатические гироскопы с горизонтальным рас-
положением собственной оси вращения. Для устранения карданных
погрешностей, зависящих от углов крена самолета, гироскоп подве-
шивается на дополнительной раме, которая приводится к вертика-
ли с помощью сельсинной следящей, системы, получающей сигна-
лы крена от центральной гировертикали.
Перед полетом, на Земле, оба гироагрегата выставляются с по-
мощью задатчика ЗК-4 на начальный курс, так называемый на-
чальный путевой угол. Это будет угол, отсчитанный от магнитного
или истинного меридиана. Такая выставка необходима для привяз-
ки главной ортодромии к географической сетке координат, так что
значение ортодромического курса в полете совпадает с магнитным
или истинным курсом самолета.
Сигнал курса снимается с двухканальиого сельсина-датчика, ус-
тановленного на азимутальной оси гироскопа.
Показания гироагрегатов выдаются на разные указатели штур-
мана; каждый из них имеет своих потребителей. Так, сигнал теку-
щего курса с основного гироагрегата поступает через блок дистан-
ционной коррекции на стрелку «К» указателя УШ-3, в навигацион-
но-пилотажный прибор НПП левого пилота, в навигационный вы-
числитель и непосредственно в основной канал системы автомати-
ческого управления, с контрольного — непосредственно на стрелку
«К» указателя КУШ-1, в навигационно-пилотажный прибор право-
го пилота и дублирующий канал системы автоматического управ-
ления.
Работа основного гироагрегата контролируется по контрольно-
му путем сравнения показаний текущего курса на указателях
КУШ-1 и УШ-3. Для удобства сравнения возможна выдача курса
с обоих гироагрегатов на указатель УШ-3: с основного — на стрел-
ку «К», с контрольного — на индекс «ЗПУ». В этом случае пере-
ключатель «ЗПУ—ГА контр.» на приборной доске штурмана уста-
навливают в положение «ГА контр.»; в положении «ЗПУ» индекс
указателя УШ показывает заданный путевой угол, выдаваемый на-
вигационным вычислителем.
Режим ГПК. В режиме гирополукомпаса выдается ортодро-
мический курс с точностью, определяемой дрейфом гироскопа в
азимуте, его начальной выставкой и коррекцией в полете. Дрейф
(величина ухода) гироскопа в основном зависит от трения в под-
шипниках, точности ввода в гироскоп сигнала широтной коррекции
и проч. Широта места, в пределах 0—96р северной или южной ши-
роты, устанавливается штурманом вручную кремальерой на пульте
управления и индицируется на его шкале. Для работы гироагрега-
тов в режиме гирополукомпаса переключатель режимов работы на
пульте управления устанавливают в положение «ГПК».
209
К конгпро // ьном у
разъему
210
Режим МК. В режиме магнитной коррекции определяется
магнитный (гиромагнитный) курс самолета — угол, отсчитываемый
по часовой стрелке между северным направлением магнитного
меридиана и направлением полета самолета. Принцип работы ги-
ромагнитного канала основан на сочетании курсового гироскопа и
индукционного датчика, ориентированного по горизонтальной сос-
тавляющей магнитного поля Земли. Дистанционная электрическая
связь гироагрегата с основным индукционным датчиком, осуществ-
ляемая через основной коррекционный механизм (ИД-3—>КМ-5—►-
—>ГА), обеспечивает непрерывное автоматическое ориентирование
гироскопа по магнитному меридиану. В коррекционный механизм
может быть введена поправка на магнитное склонение (угол между
географическим и магнитным меридианами) или условное магнит-
ное склонение (магнитное склонение плюс угол сходимости геогра-
фических меридианов в данной точке Земли). В первом случае ги-
роагрегат будет выдавать с учетом поправки истинный курс само-
лета, во втором — ортодромический.
Этот режим включается установкой в положение «МК» пере-
ключателя режимов- на пульте. Переключателем «Коррекция» под-
ключают к корректирующей цепи соответствующий гироагрегат —
основной или контрольный, так как любая азимутальная коррекция
(кроме широтной) может вводиться только в один из них.
Согласование по магнитному курсу курсового сельсина-датчика
гироагрегата с сельсином-приемником коррекционного механизма
в рабочем режиме происходит с малой скоростью, его можно зна-
чительно ускорить (если рассогласование велико) нажатием кноп-
ки «Согласование» на пульте.
С одного индукционного датчика через коррекционный меха-
низм непрерывно выдаются сигналы магнитного курса на стрелку
«1» указателя КУШ-1 независимо от режима работы курсовой сис-
темы.
Длительное использование режима МК допускается только в
случае отказа обоих гироагрегатов.
Режим курсозадатчика. Это режим принудительной
выставки значения заданного курса на любом из гироагрегатов.
Принудительная коррекция включается нажатием переключателя
«Задатчик курса» на пульте управления влево или вправо. При
этом статор курсового сельсина гироагрегата поворачивается соот-
ветственно влево или вправо. За изменением курса следят по ука-
зателям и по достижении необходимого значения отпускают пере-
Рис. 10.4. Общая схема системы ТКС-П:
/—переключатель проверки работоспособности индукционных датчиков; 2—распределитель-
ный блок; 3—переключатели индекса «ЗПУ» указателя УШ-.1; 4—реле переключения системы
стабилизации дополнительной рамы гироагрегата в горизонте с электрического арретирова-
ния на арретирование от центральной гировертикали; 5—реле отключения магнитной коррек-
ции гироагрегатов и указателя КУШ-1 на виражах; ОК—ортодромический (гирополукомпас-
ный) курс; МК—гиромагнитный (магнитный) курс; ИК—истинный курс; НПУ—начальный
путевой угол (начальный курс); ДК—поправка к ортодромическому курсу; ср—широта места;
ДМ—магнитное склонение; ДМ —условное магнитное склонение; УС—угол сноса самолета;
ОЗПУ—ортодромический заданный путевой угол; у—крен; СД ГМК—сельсин-датчик гиро-
магнитного курса
211
ключатель. Гироскоп продолжает работать в режиме ГПК. В пуль-
те управления предусмотрена блокировка, которая делает невоз-
можной одновременную работу в режимах курсозадатчика и МК.
Связь с другими системами. Гиромагнитный курс вы-
дается в навигационно-посадочную аппаратуру, систему автомати-
ческого управления, радиотехническую систему ближней навигации
и посадки, навигационный вычислитель.
Питание, включение, управление, контроль. Пи-
тание курсовой системы переменным током напряжением 36 В час-
тотой 400 Гц и постоянным током напряжением 27 В подводится с
распределительных устройств через автоматы защиты, которыми и
включают ее в работу. Управление системой осуществляется с ее
пульта. Режимы работы гироагрегатов контролируют по светосиг-
нализаторам «МК» и «ГПК» на указателях УШ-3 и КУШ-1.
Потеря работоспособности основного или контрольного гироаг-
регата сигнализируется соответственно светосигнализатором «От-
каз О» или «Отказ К» на пульте управления. Для проверки про-
хождения сигналов от индукционных датчиков (основного и допол-
нительного) имеется переключатель «Контроль ИД».
Назначение органов управления, контроля
и регулировок
На передней па.нели пульта ПУ-11 (см. рис. 10.1) расположены:
14— кнопка «Согласование» — для включения большой скоро-
сти согласования гироагрегатов в режимах МК и АК;
15 — нажимной переключатель «Задат. курса» — для принуди-
тельной коррекции гироагрегатов в режиме гирополукомпаса;
17 , 24 — светосигнализаторы «Отказ О», «Отказ К» — для сиг-
нализации отказов основного или контрольного гироагрегата;
18 — переключатель «Потребители» — для подключения потре-
бителей курса к основному или контрольному гироагрегату;
19 — переключатель «Авт.—Ручн.» — для установки режима
широтной коррекции;
20 — переключатель «МК», «ГПК», «АК» — для установки ре-
жима работы;
22, 21 — кремальера «ср» и шкала «Широта» —для ввода сигна-
ла широтной коррекции;
23 — переключатель «'Коррекция» — для осуществления кор-
рекции основного или контрольного гироагрегата.
На передней панели задатчика курса ЗК-4 расположены:
1 — кремальера для установки курса самолета по шкалам «гру-
бого» и «точного» отсчета;
2 , 4 — шкалы и стрелки «грубой» и «точной» установки курса;
3 — переключатель «АК—ЗК» — для точной начальной выстав-
ки гироагрегатов на земле по точному измерителю курса (положе-
ние «ЗК»).
212
На передней панели коррекционного механизма КМ-5 располо-
жены:
25 — подвижный индекс магнитного склонения, управляемый
кремальерой;
26 — шкала и стрелка — для индикации магнитного курса, из-
меряемого индукционным датчиком ИД-3 без поправок;
28 — кремальера для ввода магнитного склонения или условно-
го магнитного склонения и приведения в полете магнитного курса
к истинному или ортодромическому.
На передней панели указателя УШ-3 находятся:
34 — стрелка «К» — Для индикации текущего курса самолета
(«МК», «ГПК», «АК»);
35 — кремальера для ручной установки ЗПУ;
36 — светосигнализаторы «МК», «ГПК», «АК» — для сигнали-
зации режима работы курсовой системы;
37 — стрелка «ПУ» — для индикации текущего путевого угла;
38 — индекс для отсчета заданного путевого угла (ЗПУ) или
текущего курса при работе контрольного гироагрегата; переключе-
ние осуществляется переключателями «ЗПУ—ГА контр.» (на
приборной доске штурмана). Разность показаний стрелок «К» и
«ПУ» дает значение угла сноса самолета.
На передней панели указателя КУШ-1 расположены:
29 — кнопка быстрого согласования сельсина-датчика ГМК и
стрелки «1» по магнитному курсу;
30 — стрелка «К» — для индикации текущего курса самолета
при работе контрольного гироагрегата в одном из режимов (МК,
ГПК, АК);
31 — стрелка «1» — для индикации текущего гиромагнитного
курса, астрономического курса или пеленга на радиостанцию;
32 — переключатель «МК», «ГПК», «АК» — для установки ре-
жима стрелки «1»;
33 — светосигнализаторы «МК», «ГПК», «АК» — для сигнализа-
ции включения соответствующего режима работы курсовой систе-
мы и стрелки «К» в указателях.
Блок БДК-1 служит для ручного ввода поправки ортодромиче-
ского курса в указатель штурмана УШ-3, навигационно-пилотаж-
ный прибор НПП левого пилота и в навигационный вычислитель
НВ-ПБ-1. Поправка вводится кремальерой на передней панели
блока, величина ее отсчитывается с помощью стрелок и шкал «гру-
бого» и «точного» отсчета.
СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ САУ-1Т-2
Система автоматического управления (рис. 10.5, 10.6, 10.7)
предназначена для автоматического пилотирования по заданному
маршруту от высоты 200 м до максимальной высоты полета само-
лета, автоматического построения предпосадочного маневра, захо-
да на посадку до высоты 30—60 м и автоматического ухода на вто-
рой круг.
213-
214
Система освобождает пилота от необходимости постоянно исп-
равлять отклонения самолета от заданного режима полета.
САУ представляет собой комплекс, состоящий из сдвоенного ав-
топилота с визуальными командными и пилотажными приборами,
встроенного вычислительного устройства, осуществляющего связь
с радиотехническими системами посадки и навигационным вычис-
лителем, сдвоенных автоматов тяги и перестановки стабилизатора,
демпфера рыскания и встроенной системы контроля.
Автопилот обеспечивает стабилизацию и управление самолетом
относительно его продольной, поперечной и вертикальной осей (ка-
налы курса, крена и тангажа).
Автомат тяги стабилизирует приборную скорость самолета пу-
тем дросселирования тяги двигателей.
Автомат перестановки стабилизатора реагирует на отклонение
руля высоты на угол более 3°, возникающее из-за нарушения про-
дольной балансировки самолета, и устанавливает стабилизатор в
положение, при котором продольная балансировка восстанавли-
вается.
Демпфер рыскания с помощью руля направления гасит колеба-
ния типа «голландский шаг».
Система контроля осуществляет отключение неисправного кана-
ла и включение исправного или полное выключение при отказе обо-
их каналов. Блоки, входящие в комплект САУ в одном экземпляре,
сдвоенные и обеспечивают работу основного и дублирующего кана-
лов независимо друг от друга.
Блоки системы автоматического управления обеспечивают сле-
дующие режимы работы.
Автопилот обеспечивает:
стабилизацию самолета относительно его центра тяжести;
координированные развороты, набор высоты и снижение;
стабилизацию заданных значений высоты, числа М и прибор-
ной скорости;
полет по траектории, задаваемой системой НВ-ПБ в горизон-
тальной плоскости;
полет с заданным от системы НВ-ПБ путевым углом;
полет с заданным с помощью ручки «Курс» путевым углом или
курсом;
Рис. 10.5. Схема размещения приборов САУ-1Т-2 в кабине экипажа:
/—кнопка быстрого отключения; 2—индикатор нулевой ИН-3; 3—приборная доска пилотов;
4—указатель скорости УС-И; 5—навигационно-пилотажный прибор НПП; б—командно-пило-
тажный прибор КПП; 7—светосигнальное табло отказов; 8—центральное светосигнальное
табло пилотов; 9—светосигнальные табло правого пилота; 10—центральный пульт пилотов;
11—пульт управления САУ-1Т-2; 12—кнопка ухода на второй круг; 13—индекс «Задатчик ско-
рости»; 14—стрелка индикации приборной скорости; 15—окна визуальной индикации о нали-
чии и направлении усилий на органах управления самолетом; 16—кнопка-сигнализатор быст-
рого арретирования контроля питания гироагрегата ЦГВ-10; 17—силуэт «самолет»; 18—план-
ки положения; 19— флажки-сигнализаторы; 20—командные стрелки крена и тангажа; 21—кре-
мальера центровки шкалы тангажа; 22—указатель скольжения; 23—индекс; 24—бленкеры;
25—ручка управления стрелкой «ЗК» (заданного курса); 26— планки положения; 27—тонкая
стрелка; 28—широкая стрелка; 29, 34, 35, 38, 39, 40—кнопки-сигнализаторы; 30—светосигнали-
затор сигнализации управления ручкой «Крен»; 31—ручка управления по углу тангажа и
отключения любого режима работы канала тангажа; 32—ручка управления по курсу; 33—
ручка управления углом крена; 36—переключатель режимов работы; 57—выключатель; 41—
переключатель
215
О тс eh н crime сщиа
Рис. 10.6. Схема размещения блоков системы автоматического управления
САУ-1Т-2:
/—датчик положения стабилизатора; 2—рулевая машина триммеров; 3—рулевая машина ру-
ля высоты; 4—рулевая машина руля поворота; 5—датчик положения закрылков; 6—централь-
ный пульт пилотов; 7—исполнительный механизм автомата тяги; S—усилители НПП; 9—ру-
левая машина элеронов; 10—блоки демпфирующих гироскопов; //—блок демпферов; 12—
дублирующие датчики горизонтальных ускорений автопилота и автомата тяги; 13—основные
216
автоматическое триммирование руля высоты;
автоматический и директорный заход на посадку до высоты
60 м по маякам ILS и СП-50, соответствующим I категории, и ав-
томатический заход до высоты 30 м по маякам, соответствующим
II категории ИКАО;
автоматическое управление при уходе на второй круг;
индикацию углов крена, тангажа, заданного курса или заданно-
го путевого угла, текущего курса или путевого угла, угла сноса и
скольжения;
индикацию положения самолета относительно курсо-глиссадных
зон посадочных радиомаяков и заданной системой НВ-ПБ линии
пути, командных сигналов управления самолетом при заходе на по-
садку и уходе на второй круг;
индикацию усилий в проводках управления элеронами и рулями
высоты и направления;
сигнализацию о режимах работы САУ, о предельных кренах,
предельных отклонениях от равносигнальных зон и минимальной
скорости при заходе на посадку, об отказах гировертикалей., радио-
технических средств посадки и блоков автопилота;
автоматический контроль работы автопилота на всех режимах.
Автомат тяги обеспечивает:
стабилизацию скорости путем регулирования тяги двигателей;
управление приборной скоростью полета путем изменения тяги
двигателей;
управление двигателями при автоматическом уходе на второй
круг;
контроль за работой блоков автомата тяги.
Автомат перестановки стабилизатора обеспечивает:
автоматическую перестановку стабилизатора при изменении
продольной балансировки самолета;
автоматический контроль за работой системы при перестановке
стабилизатора.
Демпфер рыскания обеспечивает:
гашение колебаний по курсу с помощью руля направления.
В комплект системы автоматического управления входят сле-
дующие блоки и приборы.
Автопилот:
Блок демпфирующих гироскопов БДГ....................... 2 шт.
Датчик горизонтальных ускорений ДГУ.................... 2 »
Датчик вертикальных ускорений ДВУ...................... 2 »
Агрегат управления АУ.................................. 2 »
Блок синхронизации курса БСК........................... 1 »
датчики горизонтальных ускорений автопилота и автомата тяги; 14—блок усилителей трим-
меров; 15—распределительная коробка триммеров; 16—блоки магнитных усилителей; 17—дат-
чики вертикальных ускорений; 18—блок контроля автоматики; 19—агрегат управления; 20-
блок связи с датчиками траектории; 2/—блок синхронизации курса; 22—распределительные
коробки; 23— блок реле; 24— блок разовых команд; 25—блок коррекции; 25—блоки предельных
отклонений; 27—соединительная коробка; 28—блок связи с директорными приборами; 29—ог-
раничитель сигналов; 30—блок сигнализации; 31—блок автоматической перестановки стаби-
лизатора; 32—блок ухода; 33—вычислитель автомата тяги; 34—блок реле; 35—вычислитель
выравнивания; 36—блок сравнения; 37—блок магнитных усилителей автомата тяги
217
Левый, пилот
Правый пилот
Основной начал СМ-1Т-2
гЛ,зпу,„кр‘.‘„кс
АН, ДУ, ДМ, Vr
„Выход на ВПП“
ГотовнР
ЫУНПБнв
i Управляющий
сигнал ______________
I Сигнал овратяой\ А РМ ~ 62Т ^Сигнал обратной
ррррр, L-.----------------- связи \
Управляющий сагнал ~М~УС ^Управляющий сигнал
Управляющий сигнал
М^, ,Щотод.
\АУАСПр 7рр_ J
г---1-п
'уус_-пнн5у
Упра вляющ а й
си гнал
АРМ-62Т
| Управляющий сигнал
И МАТ
'ляющий сигнал^—, Управляющий сигнал
] РМ элеронов г^~~----------------
Управляющий сигнал
Управляющий сигнал .------------
‘ рм руля напрад-
I ления
П --------------
руля высоты
' ।—------------1 Управляющий сигнал
^\РМ триммерная р------------------
Упра>
Управляющи.
Управляющий сигнал
Рис. 10.7. Схема связи САУ-1Т-2 с другими системами:
ip—заданный курс самолета; A ip—отклонение от заданного курса; у—угол крена; О—угол
тангажа; акр—критический угол атаки; УС—угол сноса; АК, АГ—отклонения от равносиг-
нальных зон курсового и глиссадного радиомаяков; z—«боковое отклонение от линии задан-
ного пути; z—скорость бокового отклонения от ЛЗП; ЗПУ—заданный путевой угол; Упр—
приборная скорость самолета; АV— отклонение от заданной приборной скорости; ^абс~а^'
218
Блок связи с датчиками траектории БСДТ.................. 1 шт.
Блок сравнения БСр...................................... 1 »
Блок коррекции БК....................................... 1 »
Блок разовых команд..................................... 1 »
Блок предельных отклонений БПО........................ 2 »
Блок ухода БУ........................................... 2 »
Вычислитель выравнивания ВВ............................. 1 »
Блок магнитных усилителей БМУ........................... 2 »
Рулевая машина РМД-25-2А................................ 3 »
Блок усилителей триммера БУТ............................ 1 »
Машина триммерная МТ-2-2У............................... 1 »
Пульт управления ПУ..................................... 1 »
Распределительная коробка РК............................ 2 »
Распределительная коробка триммерная РКТ................ 1 »
Соединительная коробка СК............................... 1 »
Командно-пилотажный прибор КПП.......................... 2 »
Навигационно-пилотажный прибор НПП...................... 2 »
Блок усилителей НПП..................................... 2 »
Блок связи с директорными приборами БСДП .... 1 »
Индикатор нулевой ИН-3.................................. 1 »
Ограничитель сигналов ОС................................ 1 »
Блок контроля автоматики БКА............................ 2 »
Блок сигнализации БС.................................... 1 »
Датчик положения закрылков ДПЗ.......................... 1 »
Блок реле БР............................................ 2 »
Кнопка быстрого отключения автопилота................... 2 »
Кнопка «2 круг»......................................... 1 »
Автомат тяги:
Датчик горизонтальны?: ускорений ДГУ.................... 2 шт.
Указатель приборной скорости УС-И....................... 2 »
Вычислитель автомата тяги АУТ........................... 2 »
Блок магнитных усилителей БМУ-Т......................... 1 »
Исполнительный механизм ИМАТ-2-12-4А.................... 1 »
Автомат перестановки стабилизатора:
Блок автоматической перестановки стабилизатора БАПС 2 шт.
Датчик положения стабилизатора ДПС...................... 1 »
Демпфер рыскания:
Блок демпферов.......................................... 1 шт.
В качестве исполнительного механизма в блоке демпферов ис-
пользуется рулевая машина АРМ-62Т, которая не входит в комп-
лект САУ. Блоки, входящие в комплект САУ, расположены в ка-
бине экипажа, в отсеке навигации и в служебном отсеке, в под-
польной части буфета по левому борту, у шп. № 41 и 85 и в обтека-
теле стабилизатора (см. рис. 10.5, 10.6).
Работа системы автоматического управления
Автопилот
Автопилот имеет три канала управления: каналы курса, крена
и тангажа. Каждый канал управления автопилота имеет в своем
солютная барометрическая высота; Нтек—текущая высота полета; ДЯ—отклонение от за-
данного значения высоты полета; Мкр—предельное число М; ДМ—отклонение от заданного
значения числа М; «КР» — сигнал кратчайшего расстояния; «КС»—сигнал курсовой стабили-
зации; «Выход иа ВПП»—сигнал выхода на ВПП; «Готовя.»—сигнал о готовности системы
к работе; «Соглас.»—сигнал согласования
219
составе датчики отклонений параметров полета от заданных зна-
чений, вычислительные и усилительные блоки и исполнительные
устройства — рулевые машины.
Канал курса демпфирует колебания самолета вокруг его
вертикальной оси и устраняет действие боковых перегрузок (дейст-
вующих вдоль поперечной оси).
В качестве датчиков в канале курса используются БДГ и ДГУ,
измеряющие угловое ускорение и горизонтальную перегрузку. Эти
сигналы суммируются и усиливаются в АУ и БМУ. Суммарный сиг-
нал поступает на рулевую машину руля направления.
Канал курса имеет скоростную отрицательную обратную связь,
благодаря которой процесс демпфирования колебаний по курсу
осуществляется более эффективно.
Канал крена стабилизирует положение самолета относи-
тельно продольной и вертикальной осей, а также управляет боко-
вым движением самолета.
Канал крена работает в режимах: «Курсовая стабилизация»;
«Управление от ручек «Крен» и «Курс»; «Полет по заданной тра-
ектории»; «Кратчайшее расстояние»; «Заход на посадку»; «Уход на
второй круг».
Канал крена имеет позиционную и скоростную обратную связь,
которая обеспечивает отклонение элеронов на угол, пропорцио-
нальный управляющему сигналу, и демпфирование колебаний само-
лета относительно его продольной оси.
В режиме «Курсовая стабилизация» канал крена
стабилизирует курс, который имел самолет в момент включения ре-
жима, и нулевое значение угла крена. Датчиком, измеряющим отк-
лонение от заданного курса, является БСК. Сигналы, пропорцио-
нальные отклонению по углу крена и по скорости измерения крена,
измеряются соответственно ЦГВ и БДГ и суммируются в АУ. Сум-
марный сигнал поступает в рулевую машину элеронов. Элероны
отклоняются, у самолета устраняется крен и восстанавливается за-
данный курс.
Режим «Управление от ручек «К р е н » и «Кур с» ис-
пользуется для выполнения разворотов и виражей.
При управлении от ручки «Крен» сигнал, пропорциональный уг-
лу поворота ручки, поступает в АУ, где усиливается и суммируется
с другими сигналами. В результате РМ отклоняют элероны и само-
лет входит в разворот с углом крена, пропорциональным углу пово-
рота ручки, но не более 30°. Для вывода самолета из разворота
ручку «Крен» устанавливают в нейтральное положение.
Режим управления от ручки «Курс» используется для вывода
самолета на заданный курс или путевой угол. При повороте ручки
«Курс» стрелка «ЗК» на обоих НПП перемещается и индицирует
новый заданный курс. В НПП вырабатывается сигнал, пропорцио-
нальный разности заданного и текущего курса самолета с учетом
угла сноса (если работает ДИСС). Этот сигнал усиливается и пре-
образуется так же, как в режиме «Курсовая стабилизация». Само-
лет разворачивается, а затем выходит из разворота, когда текущий
220
курс самолета станет равным заданному. После выхода самолета
из разворота канал крена обеспечивает стабилизацию курса, задан-
ного ручкой «Курс». При этом на НПП стрелка «ЗК» должна сов-
пасть с узкой стрелкой (при включенном ДИСС) или с неподвиж-
ным индексом (при неработающем ДИСС).
Режим «Полет по заданной траектории» использу-
ется для автоматического полета по маршруту, заданному системой
НВ-ПБ. При отклонении самолета от линии заданного пути (ЛЗП)
навигационный вычислитель вырабатывает сигнал, пропорциональ-
ный этому отклонению, который преобразуется и усиливается в
БСДТ, а затем поступает в агрегат управления, где суммируется с
сигналами ЦГВ и БДГ. Суммарный сигнал подается на РМ элеро-
нов, элероны отклоняются, самолет разворачивается и выходит на
ЛЗП. На расстоянии линейного упреждения разворота в системе
НВ-ПБ вырабатывается сигнал, пропорциональный расстоянию са-
молета до новой ЛЗП. Под воздействием этого сигнала автопилот,
отклоняя элероны, выводит самолет на новую линию заданного
пути.
Стрелка «ЗК» на НПП указывает заданный путевой угол, вы-
численный системой НВ-ПБ для текущей ЛЗП, на КПП стрелка по-
ложения курса индицирует отклонение самолета от ЛЗП. Если те-
кущий путевой угол самолета совпадает с заданным, то стрелка
«ЗК» на НПП совпадает с узкой стрелкой, индицирующей угол
сноса.
Режим «Кратчайшее расстояние» используется для
полета по траектории кратчайшего расстояния между самолетом и
пунктом его назначения. Режим включается через систему НВ-ПБ,
при этом путевой угол кратчайшего расстояния, вычисленный в
системе НВ-ПБ, поступает в НПП, где сравнивается с текущим пу-
тевым углом самолета. Их разность в виде электрического сигнала
подается в БСДТ и далее преобразуется и усиливается так же, как
в режиме «Управление от ручки «Курс».
Самолет выводится на траекторию кратчайшего расстояния и в
последующем удерживается на ней. Индикация аналогична инди-
кации режима «Полет по заданной траектории». Отличие состоит в
том, что стрелка положения курса на КПП в режиме «Кратчайшее
расстояние» не отклоняется.
Режим «Заход на п о с а д к у» используется для выхода
на ось ВПП с последующим снижением до 30 м по траектории, за-
даваемой курсо-глиссадными маяками, удовлетворяющими требова-
ниям II категории ИКАО.
Режим может быть включен автоматически или вручную. Авто-
матическое включение происходит при совместной работе с систе-
мой НВ-ПБ (выполняется программированный предпосадочный
маневр) через 15 с после начала четвертого разворота.
На вход трех блоков БСДТ поступает сигнал А\|?, вырабатыва
емый НПП и равный разности между значениями курса ВПП и те-
кущего курса самолета, и сигнал АК, пропорциональный отклоне-
221
нию от равносигнальной линии курсового маяка, поступающий от
системы «Курс-МП». В каждом блоке БСДТ вырабатывается, кро-
ме того, сигнал КК, пропорциональный скорости отклонения само-
лета от равносигнальной линии курсового маяка. С блоков БСДТ
суммарный сигнал узад поступает в блок сравнения и далее в АУ,
где преобразуется так же, как в режимах работы канала крена,
рассмотренных выше.
Самолет заходит на посадку следующим образом: в начале
четвертого разворота сигнал у3ад определяется сигналом Аф, так
как в этот момент сигнал ЛК значительно меньше сигнала Ахр. Под
действием сигнала Ахр самолет входит в координированный разво-
рот в сторону ВПП. В процессе разворота сигнал Дф уменьшает-
ся. Когда Хф = АК, тогда узад = 0 и самолет переходит в прямоли-
нейный полет с постоянным значением Ахр = 25 ... 30°. При входе
самолета в линейную часть зоны курсового маяка сигнал АКумень-
шается и сигнал Ах|? станет больше сигнала АК. Самолет снова
входит в координированный разворот в сторону ВПП. Одновремен-
но вырабатывается сигнал АК, способствующий выполнению раз-
ворота. Когда сигнал Ахр станет меньше 20°, он исключается из
управления, так как не пропускается зоной нечувствительности.
Дальнейшее управление осуществляется по сигналам АК и АК, под
действием которых автопилот удерживает самолет вдоль оси ВПП.
На НПП при входе в зону действия курсового маяка закрывает-
ся бленкер «К» и отклоняется планка курса в крайнее положение.
При входе в линейную зону курсового маяка планка курса пере-
мещается к центральному кружку (величина отклонения пропор-
циональна сигналу ЛК). Стрелка «ЗК» индицирует курс посадки,
отклонение ее от неподвижного индекса пропорционально сигна-
лу Ахр.
На КПП при входе в зону действия курсового маяка убирается
флажок-сигнализатор «К». Стрелка положения курса отклоняется
на величину, пропорциональную сигналу АК; командная стрелка
курса отклоняется в сторону четвертого разворота. При выдержи-
вании расчетной траектории захода на посадку командная
стрелка курса должна находиться в пределах центрального
кружка.
Режим «Уход на второй к р у г» используется для авто-
матического ухода на второй круг при заходе на посадку. Режим
включается при условии, что закрылки выпущены на 30°. В режи-
ме ухода на второй круг канал крена на высоте меньше 30 м авто-
матически переключается в режим «Курсовая стабилизация». Ког-
да высота полета станет больше 30 м, канал крена автоматически
переводится в режим «Управление от ручки «Курс» и стабилизи-
руется курс, установленный стрелкой «ЗК» на НПП с учетом угла
сноса. Когда канал крена включен в режим «Уход на второй круг»,
углы крена ограничены и не превышают ±4,5°.
Режим не может быть включен при использовании реверса тяги
двигателей.
222
Канал тангажа стабилизирует положение самолета относи-
тельно поперечной оси, а также управляет продольным движением
самолета.
Канал тангажа работает в режимах: «Стабилизация угла тан-
гажа»; «Управление от ручки «Спуск—Подъем»; «Стабилизация
скорости или числа М»; «Стабилизация высоты»; «Заход на посад-
ку»; «Уход на второй круг».
Канал тангажа имеет изодромную обратную связь, которая уст-
раняет статические ошибки канала щри постоянно действующих пи-
кирующем и кабрирующем моментах.
Режим «Стабилизация угла тангажа» стабилизи-
рует угол тангажа, который имел самолет перед включением режи-
ма. Датчиком, измеряющим отклонения угла тангажа от заданного
значения, является ЦГВ. Сигнал с ЦГВ поступает в агрегат управ-
ления, куда одновременно поступают от БДГ сигналы, пропорцио-
нальные скорости изменения угла тангажа и угловой скорости вра-
щения вокруг вертикальной оси; от СВС — сигнал, пропорциональ-
ный приборной скорости самолета; от датчиков положения — сиг-
налы, пропорциональные углам выпуска закрылков и поворота ста-
билизатора. Суммарный и усиленный сигнал для дальнейшего уси-
ления поступает в БМ.У и далее на рулевую машину руля высоты.
Руль отклоняется и самолет восстанавливает заданный угол танга-
жа.
Режим «Управление от ручки «Спуск—Подъем»
используется для управления самолетом по углу тангажа. Сигнал,
пропорциональный углу поворота ручки, поступает в АУ, где усили-
вается и преобразуется так же, как в режиме «Стабилизация угла
тангажа». Самолет под воздействием руля высоты изменяет угол
тангажа пропорционально углу поворота ручки.
Режим «Стабилизация скорости и числа М» ис-
пользуется в горизонтальном полете при наборе высоты и сниже-
ний. Стабилизируется приборная скорость (или числоМ.) самолета
в момент включения режима. Сигнал, пропорциональный отклоне-
нию от заданной приборной скорости (от заданного числа М) пос-
тупает от системы СВС-ПН-15 в агрегат управления, где преобра-
зуется так же, как в режиме «Стабилизация угла тангажа». При
этом отклоняется руль высоты, что приводит к изменению угла тан-
гажа самолета и восстановлению заданной скорости или заданного
числа М.
Режим имеет изодромную обратную связь, поэтому при наличии
постоянно действующих пикирующего или кабрирующего момен-
тов скорость (число М.) выдерживается без статической ошибки.
Режим «Стабилизация числа М» может быть включен столько
на основном канале.
Режим «Стабилизация высоты» используется при вы-
полнении горизонтального полета, а также при заходе на посадку
до «захвата» глиссады. Канал тангажа работает так же, как в ре-
жиме «Стабилизация скорости и числа М». Вместо сигнала АР или
AM на вход АУ подается сигнал отклонения от заданной высоты по-
223
лета \Н, который вырабатывается в СВС. При этом руль высоты
отклоняется и самолет, изменив - угол тангажа, восстанавливает
заданную высоту, а затем и угол тангажа. Если причина измене-
ния высоты действует длительно, то благодаря действию изодром-
ной обратной связи высота полета восстанавливается без статиче-
ской ошибки.
Во время захода на посадку при торможении дл'я компенсации
потери высоты при кренах в АУ поступает сигнал, пропорциональ-
ный угловой скорости курса (<оу).
Режим «Заход на посадку». При включении режима
вначале обеспечивается режим «Стабилизация высоты», затем, пос-
ле «захвата» глиссады, - снижение вдоль равносигнальной линии
глиссадного маяка до высоты ЗО’м.
В режиме «Стабилизация высоты» в АУ от ДГУ поступает сиг-
нал пх, пропорциональный продольному ускорению самолета, кото-
рый суммируется с другими сигналами, поступающими в АУ, и
компенсирует потерю высоты при интенсивном торможении, которое
осуществляется перед «захватом» глиссады. Положение самолета
относительно глиссады индицируется планкой глиссады на НПП и
стрелкой положения глиссады на КПП.
После выпуска закрылков на 30° и при наличии сигнала «Го-
товность РТС» на КПП убирается флажок-сигнализатор «Т» и
командная стрелка тангажа из крайнего положения перемещается
в нейтральное. На вход БСДТ от системы «Курс-МП» поступает
сигнал АГ, пропорциональный отклонению самолета от равносиг-
нальной линии глиссадного маяка. В каждом блоке БСДТ выраба-
тывается, кроме того, сигнал АГ, пропорциональный скорости отк-
лонения. При пересечении равносигнальной линии происходит «зах-
ват» глиссады, режим «Стабилизация высоты» отключается, вклю-
чается управление по сигналам АГ и АГ. Кроме того, вырабатыва-
ется кратковременный форсирующий сигнал на пикирование, необ-
ходимый для уменьшения времени перехода самолета в режим сни-
жения по равносигнальной линии. Под действием этих сигналов
руль высоты отклоняется на пикирование и самолет переходит на
снижение вдоль равносигнальной линии глиссадного радиомаяка.
Для того чтобы не было статической ошибки по сигналам, автопи-
лот, имеет в режиме «Заход на посадку» изодромную обратную
связь.
В момент «захвата» глиссады командная стрелка на КПП энер-
гично отклоняется вниз, а затем по мере перехода самолета в ре-
жим снижения возвращается в нейтральное положение. В последу-
ющем командная стрелка колеблется в пределах центрального
кружка прибора.
На высоте 200 м по сигналу блока разовых команд включается
коррекция передаточного числа канала тангажа в зависимости от
высоты полета. Это обеспечивается блоком коррекции, на вход ко-
торого поступают сигналы, пропорциональные высоте полета, от
радиовысотомера РВ-5. Коррекция продолжается до высоты 30 м.
224
На высоте 150 м по сигналу блока разовых команд подключает-
ся сигнал, пропорциональный вертикальной перегрузке пу для улуч-
шения качества стабилизации самолета.
На высоте 30 м по сигналу БРК выключается управление по
сигналам АГ и АГ, канал тангажа переходит в режим стабилизации
угла тангажа и приборной скорости, которые имел самолет на вы-
соте 30 м.
Режим «Уход на второй круг» используется для авто-
матического ухода на второй круг во время захода на посадку. Ре-
жим включается, если закрылки выпущены на 30*’ и высота менее
200 м. В агрегат управления на сумматор подаются форсирующие
сигналы: постоянный сигнал и сигнал, возрастающий со скоростью
1,5 градус/с, на кабрирование. Руль высоты отклоняется и самолет
переходит в режим набора высоты с возрастающим углом тангажа.
Когда угол тангажа достигнет 6—8°, оба форсирующих сигнала
отключаются и включается режим стабилизации угла тангажа.
Чтобы на режим стабилизации не оказывали влияния выпущенные
на 30° закрылки и продольное ускорение самолета, в АУ одновре-
менно подаются сигналы пх и 63акр-
В режиме «Уход на второй круг» командная стрелка тангажа
отклоняется вверх и возвращается в нейтральное положение, когда
угол тангажа будет равен 6—8°. Режим не может быть включен при
использовании реверса тяги двигателей.
Директор ное управление является резервным и ис-
пользуется при заходе на посадку. При директорно.м управлении
самолет ведет пилот, контролируя положение самолета по команд-
ным стрелкам КПП. Формирование 'команд для командных стрелок
производится в БСДТ и БСДП. Команды для директорного управле-
ния вырабатываются как разность между управляющим сигналом
Узад (^зад) и текущим значением угла крена (тангажа).
Управляющие сигналы формируются так же, как для каналов
крена и тангажа при автоматическом управлении в режиме «Заход
на посадку».
Директорное управление может быть включено в зоне действия
РТС посадки. При этом на КПП отклоняется командная стрелка
курса и убирается флажок «К». Директорное управление по кана-
лу тангажа включается только после выпуска закрылков на 30°:
убирается флажок «Т» и командная стрелка тангажа из нижнего
положения перемещается в нейтральное.
Если пилот, управляя самолетом, удерживает командные стрел-
ки в пределах центрального кружка КПП, то самолет движется по
расчетной траектории захода на посадку.
Система триммирования
Система триммирования обеспечивает автоматическое тримми-
рование руля высоты при включенном канале тангажа и установку
электротриммера в нейтральное положение вручную при выключен-
ном канале тангажа.
8 1252
225
Автоматическое триммирование происходит в том случае, если
усилия, приложенные к колонке штурвала, более 12 кгс (120 Н).
Система триммирования сдвоенная, переключение с одного канала
на другой производится при переключении каналов тангажа авто-
пилота.
РМ руля высоты, отклоняя его в полете, преодолевает аэродина-
мический момент, препятствующий отклонению руля. Если аэроди-
намический момент достаточно велик, то РМ не может его полно-
стью преодолеть и угол поворота руля высоты становится меньше,
чем следует. При этом управляющий сигнал на входе РМ не ком-
пенсируется сигналом обратной связи. Разница этих сигналов пос-
тупает на блок усилителей триммера, а затем на триммерную ма-
шину, которая поворачивает триммер на угол, при котором компен-
сируется аэродинамический момент, приложенный к рулю высоты.
Одновременно сигнал, пропорциональный этой разнице, подает-
ся через ограничитель ОС на индикатор ИН-3, показывающий на-
личие усилия, преодолеваемого рулевыми машинами автопилота.
Ручное управление электрическим триммером производится пе-
реключателем на центральном пульте пилотов. Для установки
триммера в нейтральное положение несколько раз устанавливают
переключатель в какое-либо крайнее положение.
Автомат тяги
Автомат тяги работает в режимах стабилизации, управления и
в режиме «Уход на второй круг».
В режиме стабилизации автомат тяги обеспечивает по-
лет самолета с заданной приборной скоростью путем регулирова-
ния тяги двигателей.
При отклонении приборной скорости от заданного значения в
приборе УС-И или в системе СВС-ПН-15 вырабатывается сигнал
АУ, пропорциональный этому отклонению, и подается на вход АУТ.
Одновременно от ДГУ поступает сигнал, пропорциональный пере-
грузке пх вдоль продольной оси самолета, от ЦГВ-10П — сигнал,
пропорциональный углу тангажа ft. Сигнал пх компенсирует за-
паздывание реакции автомата тяги на сигнал АУ, улучшая тем
самым регулирование скорости самолета. Сигнал $ служит для
компенсации погрешности ДГУ, возникающей при отклонениях уг-
ла тангажа самолета. При изменении угла тангажа возникает сос-
тавляющая силы массы, направленная вдоль продольной оси само-
лета. Для компенсации изменения скорости самолета под действи-
ем этой силы вводится сигнал fl, опережающий сигнал АУ.
Сигналы АУ, пх> Ф и ft (Wz) в АУТ преобразуются, усиливаются
и суммируются. Одновременно для улучшения качества переход-
ных процессов автомата тяги на вход АУТ от исполнительного ме-
ханизма поступает сигнал скоростной обратной связи б0.с, который
суммируется с суммой сигналов АУ, пх, Ф и Wz. Вырабатывается
управляющий сигнал дзад, который поступает в блок магнитных
усилителей, где его мощность усиливается до величины, необходи-
226
мой для управления двигателем ИМАТ, перемещающим рычаги уп-
равления двигателями. РУД перемещаются в таком направлении и
на такой угол, чтобы изменившаяся тяга двигателей скомпенсиро-
вала изменение приборной скорости.
Изменение угла тангажа компенсируется каналом тангажа ав-
топилота. Таким образом приборная скорость восстанавливается и
поддерживается постоянной. Если в качестве задатчика сигнала ис-
пользуется УС-И, то положение стрелки, индицирующей текущую
приборную скорость, совпадает с положением индекса «Задатчик
скорости».
Режим управления дает возможность управлять скоро-
стью полета. Заданное значение скорости устанавливается индек-
сом «Задатчик скорости» на приборе УС-И. При этом вырабатыва-
ется сигнал W, пропорциональный разнице между текущей при-
борной скоростью и заданной, и поступает в вычислитель АУТ, где
преобразуется и суммируется с другими сигналами так же, как в
режиме стабилизации. РУД переместятся на такую величину, при
которой скорость самолета достигнет заданного значения, и стрел-
ка на УС-И, индицирующая скорость полета, совместится с индек-
сом «Задатчик скорости».
При использовании СВС-ПН-15 в качестве датчика сигнала АУ
режим управления не предусмотрен.
В режиме «Уход на второй круг» сумма сигналов АV,
пх, -д', -О', Wz и д0.с отключается и подключается форсирующий сиг-
нал Кф, который после усиления в БМУ-Т поступает на двигатель
ИМАТ, РУД перемещаются и двигатели переходят на взлетный ре-
жим. Индекс «Задатчик скорости» на УС-И переключается в режим
слежения за стрелкой скорости. Когда скорость достигнет 320 км/ч,
по сигналу блока ухода отключается форсирующий сигнал и подк-
лючается сигнал пх —6Ф. РУД перемещаются назад, уменьшается
тяга двигателей, скорость возрастает менее интенсивно. Когда воз-
растание скорости прекратится и сигнал пх—б-О будет равен нулю,
этот сигнал отключается, включается режим стабилизации скоро-
сти и выключается режим слежения индекса «Задатчик скорости»
на приборе УС-И.
При необходимости АТ может быть переведен в режим управ-
ления.
Автомат перестановки стабилизатора
При изменении продольной балансировки самолета возникает
кабрирующий или пикирующий момент, для компенсации которого
автопилот отклоняет руль высоты на необходимый угол. Если угол
отклонения будет более 3°, то на блок автоматической перестанов-
ки стабилизатора подается сигнал. Если угол крена не превышает
7°, то срабатывает БАПС с задержкой 8 с. Задержка исключает
срабатывание БАПС при кратковременных отклонениях руля высо-
ты. Через 8 с БАПС включает механизм управления стабилизато-
ром МУС, являющийся одновременно приводом стабилизатора при
227
8*
неавтоматическом управлении. Стабилизатор отклоняется, компен-
сируя пикирующий или кабрирующий момент самолета. Одновре-
менно от датчика положения стабилизатора в канал тангажа авто-
пилота подается сигнал 6С, пропорциональный углу отклонения
стабилизатора, и руль высоты занимает положение, близкое к нейт-
ральному (бр.в< ±3°).
МУС выключается через 2,5 с после возвращения руля высоты в
трехградусную зону.
При выполнении разворота с углом крена более 7°, когда руль
высоты отклонился на угол более 3°, БАПС не срабатывает и ста-
билизатор не отклоняется.
При разгоне или торможении, когда продольная перегрузка пре-
вышает 0,04g, БАПС вырабатывает управляющий сигнал на пере-
кладку стабилизатора независимо от угла крена самолета и без за-
держки времени.
Левый пилот может производить ручное управление независи-
мо от того, включен или нет автомат перестановки стабилизатора.
Включение и выключение АПС производится на любых высотах
и скоростях полета в режимах предпосадочного маневра и захода
на посадку при условии, что включен канал тангажа автопилота и
руль высоты отклонен от нейтрального положения на угол мень-
ше 3°.
Демпфер рыскания
Демпфер рыскания предназначен для гашения колебаний само-
лета по курсу при ручном или директорном управлении самолетом
на всех режимах полета (от взлета до посадки) без перемещения
педалей, а также при заходе на посадку после выпуска закрылков
на 30° при автоматическом управлении.
Демпфер рыскания при ручном или директорном управлении га-
сит колебания самолета путем отклонения руля направления на
угол, зависящий от величины угловой скорости соу самолета отно-
сительно его вертикальной оси. При том отклонение руля направ-
ления не передается на педали, что облегчает пилоту управление
самолетом. При включении канала курса автопилота демпфер авто-
матически отключается. При заходе на посадку при выпуске за-
крылков на 30° демпфер включается и работает совместно с кана-
лом курса. При уборке закрылков демпфер рыскания отключается
с задержкой 8 с.
В качестве датчиков при работе демпфера используются БДГ,
входящие в состав автопилота. БДГ вырабатывают сигналы при
возникновении колебаний самолета, которые усиливаются и преоб-
разуются в вычислителе и поступают на демпферную часть АРМ.
АРМ через выходной шток воздействует на бустер, обеспечиваю-
щий отклонение руля направления.
Демпфер рыскания имеет жесткую обратную связь. Во время
захода на посадку и при взлете, когда закрылки выпущены на 30°,
на вход блока демпферов кроме сигнала соу поступает сигнал у,
пропорциональный углу крена самолета, и сигнал бэ, пропорцио-
2’8
нальный углу отклонения элеронов. Эти сигналы преобразуются,
усиливаются и суммируются с сигналом ыу, что обеспечивает улуч-
шение поперечной устойчивости и управляемости самолета в поле-
те с малой скоростью и выпущенными закрылками.
Чтобы исключить рывок по курсу при подключении сигналов у
и бэ в демпфере рыскания установлен фильтр, сглаживающий дей-
ствие этих сигналов в течение 8 с после включения.
Связь с другими системами (см. рис. 10.7). Для выпол-
нения своих функций система автоматического управления САУ-
1Т-2 получает необходимую информацию от следующих систем:
ЦГВ-10П — сигналы, пропорциональные углам крена и танга-
жа самолета;
БСГ-2П — сигналы о готовности к работе и об отказах гировер-
тикалей ЦГВ-10П;
АУАСП-7кр — сигнал аНГ) при критическом угле атаки самоле-
та (при этом выключаются продольный канал автопилота и АПС);
НВ-ПБ-1 — сигналы бокового отклонения z и скорости бокового
отклонения i от заданной линии пути, сигналы «ЗПУ» (заданный
путевой угол), «КР» (кратчайшее расстояние), «КС» (курсовая
стабилизация), сигнал выхода на ВПП и сигнал о готовности к па-
боте навигационного вычислителя;
АРМ-62 — сигнал обратной связи, пропорциональный углу отк-
лонения руля направления, получает от САУ управляющий сигнал;
РВ-5 — сигнал, пропорциональный текущей высоте полета, и
сигнал о готовности радиовысотомера к работе;
ДИСС-013 — сигнал, пропорциональный углу сноса, и сигнал о
готовности к работе;
«Курс-МП-2» — сигнал отклонений (АК, АГ) от равносигналь-
ных зон курсовых и глиссадных маяков систем ILS и СП при захо-
де на посадку и сигнал «Готовность АК, АГ»;
СВС-ПН-15 — сигналы (АЯ, AV, AM) отклонений от заданных
значений высоты, скорости и числа М, сигналы Ня(5с и Упр, пропор-
циональные текущим значениям высоты от уровня давления
760 мм рт. ст. и приборной скорости, сигнал Мкр (предельное
число М) и сигнал о готовности к работе корректоров скорости,
высоты и числа М;
ТКС-П — сигнал пропорциональный курсу самолета, сигнал
согласования и сигнал о готовности к работе;
УСИ-1000 — сигнал отклонения от заданного значения прибор-
ной скорости.
Питание, сигнализация, управление, контроль.
Питание системы автоматического управления осуществляется от
бортовой сети постоянным током напряжением 27 В и переменным
трехфазным током напряжением 36 В и 200 В частотой 400 Гц че-
рез автоматы защиты сети.
Система автоматического управления имеет световую и звуко-
вую сигнализацию режимов работы, предельных отклонений, отка-
зов и критических режимов полета.
8* 1252
22$
В качестве световой сигнализации используются светосигналь-
ные табло отказов, расположенные в верхних частях приборных до-
сок пилотов, центральное табло пилотов, табло правого пилота,
кнопки-лампы на пульте управления САУ, флажки-сигнализаторы
на КПП и бленкеры НПП.
Центральное табло и табло правого пилота сигнализируют об
отказе контрольной гировертикали ЦГВ-10П, о включении режимов
работы автопилота и включении автоматов тяги и перестановки
стабилизатора.
Табло отказов сигнализирует о превышении предельных значе-
ний по углам крена и тангажа, углу атаки, числу М и вертикаль-
ной перегрузке; о превышении допустимых отклонений от равно-
сигнальной линии курсового и глиссадного маяков, а также об отка-
зах основного и дублирующего каналов крена и тангажа, автоматов
тяги и перестановки стабилизатора, отказе двух приборов ЦГВ-10П
и двух гироагрегатов системы ТКС-П.
Назначение органов управления и контроля
На передней панели пульта управления (см. рис. 10.5) располо-
жены:
29 — кнопки-светосигнализаторы «Курс», «Крен» и «Тангаж»
для включения соответствующих каналов и сигнализации включе-
ния; кнопки-светосигнализаторы «Откл.» для отключения каналов
и сигнализации отключения;
30 — светосигнализатор «Упр. крен.» для сигнализации режима
управления ручкой «Крен»;
5/ — ручка «Спуск—Подъем» для управления самолетом по уг-
лу тангажа и отключения любого режима работы канала тангажа;
52 — ручка «Курс» для управления по курсу;
33 — ручка «Крен» для управления углом крена;
34 — кнопки-светосигнализаторы «Гориз.» и «Вертик.» для
включения режимов работы и сигнализации включения;
35 — кнопка-светосигнализатор «Вкл. АП» для включения одно-
временно всех каналов управления и сигнализации включения;
36 — переключатель «Заход—Курс—Навиг.» для переключения
режимов работы;
37 — выключатель «АП вкл.» для отключения рулевых машин
каналов «Курс», «Крен», «Тангаж»;
38 — кнопки-светосигнализаторы для включения автомата пере-
становки стабилизатора и сигнализации включения; кнопка-свето-
сигнализатор «Откл.» для отключения АПС и сигнализации отклю-
чения;
39 — кнопки-светосигнализаторы «Высота», «Мах» и «Скор.» —
для включения режимов стабилизации высоты, числа М, скорости
и сигнализации включения;
40 — кнопки-светосигнализаторы для включения автомата тяги
и сигнализации включения; кнопка-светосигнализатор «Откл.» для
отключения АТ и сигнализации отключения;
230
41 — переключатель «Норм.—Болт.».
На передней панели командно-пилотажного прибора располо-
жены:
16 — кнопка-светосигнализатор «Арретир» для контроля рабо-
ты ЦГВ;
17 — силуэт «самолет» для индикации углов крена и тангажа;
18 — планка положения для индикации отклонения самолета от
заданной линии пути или от равносигнальной зоны курсового мая-
ка; планка положения — для индикации отклонения самолета от
равносигнальной зоны глиссадного маяка;
19 — флажки-сигнализаторы для сигнализации неисправной ра-
боты «Курс-МП», ЦГВ, вычислителей или отсутствия сигналов от
наземных радиомаяков системы посадки;
20 — командные стрелки крена и тангажа для индикации сигна-
лов полуавтоматического захода на посадку;
21 — кремальера центровки шкалы тангажа;
22 — указатель скольжения.
На передней панели навигационно-пилотажного прибора НПП
расположены:
23 — треугольный индекс для индикации текущего курса;
24 — бленкеры для сигнализации неисправной работы «Курс-
МП» или отсутствия сигналов от наземных радиомаяков;
25 — ручка «ЗК» для управления стрелкой «ЗК» (заданного
курса);
26 — планки положения для индикации отклонения самолета от
равносигнальных зон курсовых и глиссадных радиомаяков;
27 — тонкая стрелка для индикации угла сноса;
28 — широкая стрелка «ЗК» для индикации заданного путевого
угла или заданного курса посадки.
На передней панели индикатора ИН-3 расположены окна для
визуальной индикации о наличии и направлении усилий на органах
управления самолетом по высоте, крену и тангажу (Н, К, Т).
На передней панели указателя скорости УС-И расположены:
13— треугольный индекс «Задатчик скорости»;
14 — стрелка индикации приборной скорости.
ЦЕНТРАЛЬНАЯ ГИРОВЕРТИКАЛЬ ЦГВ-10П
Центральная гировертикаль ЦГВ-10П предназначена для опре-
деления положения самолета относительно горизонта, измерения
углов отклонения по крену и тангажу, выдачи их в бортовые нави-
гационные системы и систему автоматического управления.
На самолете установлены три гировертикали—левая, правая
и контрольная, которые работают в комплекте с блоком сравнения
БСГ-2П и с тремя биметаллическими реле РБ-2. Все оборудование
размещено в переднем багажном помещении (рис. 10.8).
Работа, контроль. Гировертикаль (рис. 10.9) представляет
собой двухгироскопную систему с двумя каналами стабилизации —
крена и тангажа. Принцип ее работы основан на применении сило-
8* 231
Рис. 10.8. Схема размещения централь-
ной гировертикали ЦГВ-10П:
вой стабилизации относитель-
но измерительных осей гирос-
копа, на которых установлены
двухканальные сельсины-дат-
чики, выдающие электриче-
ские сигналы, пропорциональ-
ные углам отклонения самоле-
та от плоскости горизонта по
крену и тангажу. Для стабили-
зации вертикальной оси при-
менена жидкостная маятнико-
вая коррекция, чувствительным
элементом которой является
пузырьковый уровень, выраба-
тывающий электрические сиг-
налы при отклонении двухги-
роскопного узла от вертикали.
Для уменьшения погрешности
при действии ускорений преду-
смотрено автоматическое отк-
лючение поперечной коррекции
от выключателя коррекции
ВК-53РШ.
Быстрое восстановление ги-
роузла гировертикали при за-
пуске и из «завалов» происхо-
дит автоматически от биметал-
лического реле или при нажа-
тии на кнопку «Арретир».
Кнопки «Арретир» левой и пра-
вой гировертикалей установле-
ны на соответствующих коман-
дно-пилотажных приборах сис-
темы автоматического управ-
ления, контрольной — на при-
борной доске у левого пилота.
Работу гировертикалей кон-
тролирует блок БСГ-2П. Его
1—контрольная гировертикаль; 2—правая гиро-
вертикаль; 3—левая гировертикаль; 4—блок
сравнения
работа основана на сравнении показаний трех гировертикалей,
имеющих дополнительные потенциометры для связи их с блоком.
Со щеток этих потенциометров на блок БСГ-2П подаются сигналы,
пропорциональные углам крена и тангажа. Если все три гировер-
тикали исправны, то независимо от маневров самолета сигналы,
снимаемые с потенциометров каждого канала, равны между собой.
При этом блок выдает потребителям по трем цепям сигналы «Го-
ден» в виде напряжения 4-27 В. В случае отказа одной из гировер-
тикалей величина сигнала с ее потенциометра будет отличаться от
сигналов с двух других. При превышении определенного уровня
рассогласования срабатывают пороговые чувствительные элементы,
232
у, Д +27В (отказ)
7, В
Арретир
ЦГВ
левая
А рретар
7’^
РБ-2 |
ЦГВ
контр.
Отключение
поперечной
коррекции
ЦГВ
правая
+27В (отказ ЦГВ ла В.)
КПП
+27В^(ртказ ЦГВпр)
Основной
канал
ДуГлирунщиа
канал
i
Г 27В (отказ ЦГВконтр')
+27В (отказ Б С Г)
1
—I
Ь, Гроза “ |
j', й, + 27В (отказ)
ъч,+27В (.отказ)
------------I
\ГА~3контр. j
+273 (годен ЦГВ контр)
«ГГП 36 В ООО Гц
Арретир 4
Овнуле-Ц <11 „ Контроль'
ние“ \ _
\+27В
+27В (годен ЦГВ лев)
р-278(годен ЦГВ проб)
+ 27В (годен ЦГВ контр'Ц
Рис. 10.9. Общая схема ЦГВ-10П:
1—светосигнализатор отказа контрольной гировертикали; 2—светосигнализатор отказа блока сравнения; 3—переключатель «Обнуление—Конт-
роль»; 4—реле переключения курсовой системы с ЦГВ контрольной на ЦГВ правую; 5—кнопка «Арретир»; 6—реле отключения поперечной
коррекции; у—крен; •О'—тангаж
которые переключают цепи в логическом устройстве блока. Это уст-
ройство определяет отказавшую гировертикаль, снимает сигнал
«Годен» с потребителей и выдает сигнал отказа на светосигнализа-
тор. Об отказе левой или правой ЦГВ свидетельствует загорание
светосигнализаторов на соответствующем командно-пилотажном
приборе, центральной ЦГВ — светосигнализаторов «Отказ ЦГВ
контр.» на приборной доске пилотов.
Для приведения блока сравнения в исходное (выключенное)
состояние производят его обнуление (после окончания процесса
арретирования ЦГВ). Для этого, установив в положение «Обнуле-
ние» переключатель «Обнуление—Контроль» (на левом пульте пи-
лота), подают на обмотки соответствующих реле блока напряже-
ния + 27 В. В положении «Контроль» проверяют работоспособность
блока. При его неисправности загорается светосигнализатор «От-
каз БСГ-2П», установленный рядом с переключателем.
Связь с другими системами. Сигналы углов крена и
тангажа поступают в следующие системы:
от левой ЦГВ — в основной канал системы автоматического уп-
равления и на командно-пилотажный прибор левого пилота;
от правой ЦГВ — в дублирующий канал системы автоматиче-
ского управления, на командно-пилотажный прибор правого пило-
та, в радиолокационную станцию и при отказе контрольной ЦГВ в
точную курсовую систему;
от контрольной ЦГВ — в точную курсовую систему.
Питание, в к л ю ч е н и е. Питание гировертикалей постоян-
ным током напряжением 27 В и переменным током напряжением
36 В частотой 400 Гц поступает с распределительных устройств че-
рез автоматы защиты сети. В работу гировертикали вступают сра-
зу же при подаче на них питания.
АВТОМАТ УГЛОВ АТАКИ И ПЕРЕГРУЗОК
С СИГНАЛИЗАЦИЕЙ АУАСП-7кр
Автомат углов атаки и перегрузок с сигнализацией АУАСП-7кр
обеспечивает:
измерение в полете местных текущих углов атаки и вертикаль-
ных перегрузок.
вычисление критических углов атаки для каждого момента по-
лета;
визуальное указание текущих углов атаки, критических углов
атаки и вертикальных перегрузок;
сигнализацию о наступлении критического режима по углу ата-
ки и вертикальной перегрузке и выдачу при этом сигнала на отклю-
чение системы автоматического управления.
На самолете установлен один комплект автомата, в состав кото-
рого входят указатель УАП-7кр, блок коммутации БК-2р и три
датчика — датчик перегрузок ДП-1-3, датчик углов атаки ДУА-9р
и датчик критических углов ДКУ-18р (рис. 10.10).
234
дка-ftp
+27В {при oL^p)
8
/—датчик перегрузок ДП-1-3; 2—передний технический отсек; 3—датчик критических углов ДКУ-18р; 4—блок коммутации БК-2р; 5—приборная
доска штурмана; 6—левый пульт пилота; 7—.переключатель «Контроль—Сброс»; 8—указатель УАП-7кр; 9—светосигнализатор «Критич, угол
а» (в табло); 10—приборная доска пилотов; //—датчик углов атаки ДУА-9р; 12—подвижный сектор критических углов атаки; /3—стрелка
отсчета текущих углов атаки; 14—светосигнализатор критических режимов (акр или пуКр^< —стрелка отсчета вертикальных перегрузок;
16—сектор допустимых перегрузок) /7—электрический звонок; /8—концевой выключатель блокировки системы «Земля—Воздух»; 19—реле
включения блокировки; 20—реле выпущенного положения закрылков;^/—концевой выключатель системы сигнализации убранного положения
левого закрылка; акр—критический угол атаки; атек—текущий угол атаки; пу—вертикальная перегрузка; рст —статическое давление;
рцолн—полное (динамическое) давление
Указатель и блок коммутации установлены в кабине экипажа,
датчики критических углов — в передней части фюзеляжа с правого
борта, датчик углов атаки, датчик перегрузок — в переднем багаж-
ном помещении.
Работа. Автомат (см. рис. 10.10) работает на принципе непре-
рывной отработки напряжений (возникающих в схемах автомати-
ческих балансных мостов), пропорциональных местным текущим
углам атаки, критическим углам атаки и вертикальным перегруз-
кам самолета. Эти параметры замеряются соответствующими дат-
чикам.п и вводятся в виде электрических напряжений в указатель,
на котором непрерывно индицируются величины текущих углов ата-
ки аТек, критических углов атаки аКр и вертикальных перегрузок
пу. Выход самолета на критический режим определяется совмеще-
нием индексов, указывающих по шкале указателя значения теку-
щих и критических углов атаки или вертикальной перегрузки. При
этом стрелка текущих углов атаки приближается к границе под-
вижного сектора критических углов атаки или стрелка перегру-
зок — к границе сектора допустимых перегрузок. Одновременно на
указателе начинает мигать светосигнализатор, сигнализируя о дос-
тижении самолетом критического режима аКр или пу кр, а на табло
на приборных досках обоих пилотов загораются светосигнализато-
ры. критического угла атаки, звонит звонок и отключается система
автоматического управления.
Автомат работает в двух режимах: взлетном и полетном, кото-
рые включаются автоматически подачей сигнала «—27 В» на соот-
ветствующие реле блока коммутации. Взлетный режим включается
концевым выключателем блокировки системы «Земля—Воздух» в
момент отрыва самолета от взлетно-посадочной полосы (при выпу-
щенных закрылках). Переключение автомата со взлетного режима
на полетный происходит по сигналу от концевого выключателя сис-
темы сигнализации убранного положения левого закрылка (зак-
рылки убраны). При заходе на посадку переключение режимов про-
исходит в обратной последовательности.
Питание, включение, к о н т р о л ь. Питание постоянным
током напряжением 27 В и переменным напряжением 115 В часто-
той 400 Гц автомат углов атаки и перегрузок получает с распреде-
лительных устройств через автоматы защиты сети, одновременно
с поступлением питания происходит включение автомата углов ата-
ки и перегрузок.
Для проверки работоспособности автомата углов атаки и пере-
грузок на земле и в полете в его схеме имеется встроенный конт-
роль, который включается установкой в положение «Контроль» пе-
реключателя «Контроль—Сброс» на левом пульте пилота. При этом
сектор аКр и стрелка атек указателя отрабатывают взлетный угол, а
стрелка вертикальных перегрузок nv устанавливается в положение
опасных перегрузок. Одновременно с этим включается мигающая
сигнализация на указателе и светосигнализаторе сигнализации
«Критич. угол а» на правой панели приборной доски пилотов, зво-
236
нит звонок. Установкой переключателя в положение «Сброс» воз-
вращают стрелки в исходное положение.
АВТОМАТИЧЕСКИЙ РАДИОКОМПАС АРК-15М
Автоматический радиокомпас АРК-15М предназначен для само-
летовождения по приводным и широковещательным радиостанциям
и радиомаякам. Он ведет непрерывный отсчет курсового угла ра-
диостанции и позволяет решать следующие навигационные задачи:
выполнять полет па радиостанцию или от нее с визуальной ин-
дикацией курсового угла;
определять местоположение самолета по двум и более радио-
станциям;
выполнять заход на посадку;
вести прием и прослушивание сигналов радиостанций в диапа-
зоне частот от 150 до 1799,5 кГц.
На самолете установлено два комплекта радиокомпасов. Оба
они подключены к двум индикаторам ИКУ-1А аппаратуры «Курс-
М.П-2» и к указателю УШДБ-2, причем первый комплект подклю-
чен к узким стрелкам указателя ИКУ-1А и к стрелке «1» УШДБ-2,
второй—к широким стрелкам индикаторов и к стрелке «2» УШДБ-2.
К стрелкам УШДБ-2 может подсоединяться и аппаратура «Курс-
МП-2»: первый ее полукомплект — к стрелке «1», второй — к стрел-
ке «2». Связь этих стрелок с соответствующей аппаратурой (АРК-
15 или «Курс-МП-2») осуществляется переключателями «АРК1—
VOR1» и «АРКИ—VOR2», установленными на приборной доске
штурмана, а стрелок указателя ИКУ-1А — переключателями, рас-
положенными на фланцах этих индикаторов.
В состав каждого комплекта радиокомпаса входят приемник,
пульт управления, переходной блок, антенное согласующее устрой-
ство, рамочная и шлейфовая антенны. Указатель УШДБ-2 и рас-
пределительная коробка являются общими для обоих комплектов.
Пульты управления и указатель размещены (рис. 10.11) на ра-
бочем месте штурмана, переходной блок и распределительная ко-
робка — в переднем техническом отсеке, приемник — в переднем
багажном помещении. Рамочные антенны установлены в верхней
части фюзеляжа между шп. № 37—38, шлейфовые антенны — в
нижней части фюзеляжа между шп. № 40—48.
Работа. Работа радиокомпаса основана на использовании ра-
мочной антенны, обладающей резко выраженным направленным
приемом (рис. 10.12). Ее диаграмма направленности имеет очень
четко выраженные два направления нулевого приема, сдвинутые от-
носительно друг друга на 180р. При приходе сигнала с одного нап-
равления—направления пеленга (или направления «обратного»
пеленга), ЭДС, наводимая на зажимах рамочной антенны, равна
нулю. Сигнал, приходящий с других направлений, наводит ЭДС, от-
личную от нуля. Величина ее будет пропорциональна углу откло-
нения от направления пеленга, а фаза этой ЭДС противоположна
237
Пульт Указатель УШ ДБ-7
Рабочее песто
штурмана
Рис. 10.11. Схема размещения радиокомпаса АРК-15М:
/—кнопка включения автономного вращения искательной катушки гониометра; 2—регулятор
громкости; 3—переключатель прослушивания позывных станций, работающих незатухающи-
ми колебаниями в режиме манипуляции (положение «ТЛГ»); 4—переключатель режимов; 5—
переключатель изменения тембра и уровня шумов в телефонах; 6—кнопка включения управ-
ления; 7—переключатель декад настройки; 8—декада настройки; 9—пульт управления; 10—
передний технический отсек; 11—переходный блок; 12—рамочная антенна; 13—шлейфовая ан-
тенна; 14—антенное согласующее устройство; 15—приемник; 16—распределительная коробка
(отличается на 180°) для разных сторон отклонения приходящей
волны от оси нулевого приема.
Сигнал, принятый рамочной антенной, поступает в балансный
модулятор, где преобразуется и коммутируется по фазе; затем про-
ходит в контур сложения, куда поступает сигнал с ненаправленной
антенны. В результате образуется суммарный сигнал с периодиче-
ски изменяющейся амплитудой, т. е. амплитудно-модулированный
сигнал. Суммарный сигнал усиливается и преобразуется таким об-
разом, что на выходе приемного блока возникает напряжение, про-
порциональное углу между направлением пеленга на радиостанцию
и направлением полета самолета, т. е. курсовому углу радиостан-
ции (КУР). Курсовой угол радиостанции через переходные блоки
передается на указатели УШДБ-2 и ИКУ-1А. Собственная модуля-
ция, присущая сигналу радиостанции в эфире, прослушивается в те-
лефонах самолетного переговорного устройства.
Радиокомпас работает в трех режимах:
режиме автоматического пеленгования — «Компас»;
режиме приема сигналов на направленную антенну — «Рамка»;
238
Рис. 10.12. Общая схема радиокомпаса АРК-15М:
/—шлейфовая антенна; 2—антенное согласующее устройство; 3—приемник; 4—рамочная ан-
тенна; 5—пульт управления; 6—переходный блок; 7—указатель штурмана; 8—переключатель
«VOR1—АРК1»; 9—переключатель «VOR2—АРКИ»; 10—переключатель «Прослушивание»;
КУР—курсовой угол радиостанции
режиме приема сигналов на ненаправленную антенну — «Антен-
на».
Режим «Компас» является основным. В этом случае радиоком-
пас при настройке его на частоту пеленгуемой радиостанции авто-
матически устанавливает стрелки подключенных к нему указателей
в положение, соответствующее курсовому углу на эту радиостан-
цию,, сигналы которой могут прослушиваться через телефоны само-
летного переговорного устройства.
В этом режиме решаются следующие навигационные задачи —
определение местоположения самолета, полет на радиостанцию
или от нее, заход на посадку.
Предпосадочный маневр и заход на посадку радиокомпасы осу-
ществляют совместно с другими средствами захода на посадку.
Один из комплектов настраивается на дальнюю, другой — на ближ-
нюю приводные радиостанции аэродрома посадки.
239
В режиме «Антенна» радиокомпас принимает сигналы только
через ненаправленную антенну. В этом режиме отключаются звуко-
вой генератор, управляющая схема и весь рамочный вход. Радио-
компас работает как обычный средневолновый приемник и исполь-
зуется для прослушивания позывных сигналов радиостанций.
Режим «Рамка» является вспомогательным. Радиокомпас рабо-
тает в этом случае только от рамочной антенны и позволяет про-
слушивать сигналы радиостанций. Пеленгование производится по
пропаданию в телефонах сигнала радиостанций. Этот режим це-
лесообразно применять в условиях повышенного уровня электроста-
тических помех, по отношению к которым рамочная антенна менее
восприимчива, чем ненаправленная шлейфовая.
Питание, включение, контроль. Питание переменным
током напряжением 36 В частотой 400 Гц и постоянным — напря-
жением 27 В радиокомпасы получают с распределительных уст-
ройств через автоматы защиты сети. Первый комплект в случае
аварии в основной сети питания подключается к преобразователю.
Радиокомпас включают в работу переключателем рода работ на
пульте управления, устанавливая его на любой режим из положе-
ния «Выкл.». По загоранию ламп подсвета пульта, по отклонению
стрелок индикаторов и наличию шумов в телефонах проверяют
включение радиокомпаса и его работоспособность, причем второй
комплект АРК подключается к телефонам самолетного переговор-
ного устройства через переключатель «Прослушивание».
Назначение органов управления и контроля
На передней панели пульта управления расположены (см. рис.
10.11):
1 — кнопка «Рамка» — для включения автономного вращения
искательной катушки гониометра;
2 — регулятор «Громкость» — для изменения громкости в теле-
фонах;
3 — переключатель «ТЛФ—ТЛГ» — для включения местной мо-
дуляции при прослушивании позывных станций, работающих неза-
тухающими колебаниями в режиме манипуляции (положение
«ТЛГ»);
4 — переключатель «Компас», «Антенна», «Рамка» — для выбо-
ра режима работы;
5 — переключатель «Шир. — Узк.» — для изменения тембра и
уровня шумов в телефонах;
6 — кнопка «Упр.» — для включения управления на пульте (на
данном самолете не используется);
7 — переключатель «Канал»—для переключения декад наст-
ройки;
8 — две декады настройки с тремя вращающимися шкалами ус-
тановки сотен, десятков и единиц килогерц частоты настройки на
радиостанцию.
240
из них входит
две антенны
РАДИОВЫСОТОМЕР РВ-5
Радиовысотомер РВ-5 предназначен для измерения истинной
высоты полета и выдачи звуковой и световой сигнализации при дос-
тижении самолетом заданной высоты.
На самолете установлено по одному комплекту радиовысотоме-
ра для левого (комплект I) и правого (комплект II) пилотов. Ком-
плекты работают совершенно автономно, в каждый
приемопередатчик ПП-5, указатель высоты УВ-5,
АРД-1 — приемная и передающая, датчик высоты ИКДрДа-830-
510.
Указатели высоты установлены на левой и правой панелях при-
борной доски пилотов, остальное оборудование размещено в перед-
нем техническом отсеке и переднем багажном помещении (рис.
10.13).
Работа. Радиовысотомер работает в диапазоне дециметровых
волн и измеряет, независимо от условий видимости и характера
земной поверхности, высоту от 0 до 750 м. Его работа основана на
радиолокационном принципе измерения мгновенной дальности до
земной поверхности под пролетаемым самолетом (см. рис. 10.13).
Передатчик радиовысотомера генерирует модулированные по
частоте высокочастотные колебания, которые через передающую
антенну излучаются по направлению к земле. Отразившись от ее
поверхности высокочастотные колебания принимаются приемной
антенной и поступают в приемник (на балансный детектор), куда
одновременно подается и часть мощности от генератора высокой
частоты. Путь отраженного сигнала зависит от высоты полета и
значительно превышает путь прямого сигнала. Так как частота ге-
нератора СВЧ непрерывно меняется, на балансный детектор посту-
пают два сигнала различной частоты. В результате сложения этих
сигналов выделяется напряжение с частотой биений, пропорци-
ональной измеряемой высоте полета. Это напряжение после усиле-
ния преобразуется частотомером в постоянный ток и поступает на
указатель высоты.
На фланце указателя имеется ручка «Устан. высот.», с помощью
которой устанавливают «заданную» (опасную) высоту полета. Мо-
мент прохода самолетом «заданной» высоты сигнализируется заго-
ранием светосигнализатора, встроенного в ручку, а в телефон пило-
та подается звуковой сигнал длительностью 3—9 с.
Радиовысотомер выдает данные об истинной высоте полета с
погрешностью, заданной тактико-техническими условиями только
при горизонтальном полете и углах крена и тангажа не более 15°.
При углах крена и тангажа свыше 15° погрешность измерения уве-
личивается, а при углах более 30° радиовысотомером пользоваться
не рекомендуется.
Связь с другими системами. Сигналы истинной высо-
ты и готовности радиовысотомера к работе выдаются в систему
автоматического управления, систему сигнализации опасной скоро-
сти сближения с землей и в магнитный самописец.
241
to
io
Рис. 10.13. Радиовысотомер PB-5:
/_руЧка ввода заданной высоты с встроенной лампой сигнализации; ^—индекс отсчета заданной высоты; 3—кнопка-светосигнализатор «Кон-
троль»; 4—реле включения питания радиовысотомера; 5—выключатель включения радиовысотомера при отказе датчика; 6—датчик высоты
ИКД.рДа-830-510; 7—передающая антенна АРД-1; 8—приемная антенна АРД-1; 9—приемопередатчик ПП-5; /0—указатель высоты УВ-5; 11— пе-
редний технический отсек; 12—левый пульт пилота; 13—приборная доска пилотзв; 14—правый пульт пилота; //ист—истинная высота полета;
//задан—заданная высота полета; рст—статическое давление
Питание, включение, контроль. Питание радиовы-
сотомеров переменным током напряжением 115 В частотой 400 Гц
и постоянным током 27 В поступает от распределительных уст-
ройств через автоматы- защиты. Линии питания комплектов раз-
дельны.
Включается радиовысотомер (подключается питание ~115 В)
автоматически по сигналу от датчика высоты (барореле) ИКДрДа-
830-510, который отрегулирован так, что при полетах на малых вы-
сотах (до 750 м) через его нормально открытые контакты поступа-
ет напряжение (сигнал) «—27 В» на подключение питания радио-
высотомера. При полетах сверх рабочего диапазона (выше 750 м)
датчик срабатывает, размыкая свои контакты; при этом сигнал
«—27 В» снимается и радиовысотомер выключается.
Возможно ручное включение радиовысотомера выключателем,
который установлен: для первого комплекта — на левом пульте пи-
лота, для второго комплекта — на правом.
Проверить работоспособность радиовысотомера можно на любой
высоте полета с помощью кнопки светосигнализатора «Контроль»
на указателе высоты, загорание которого свидетельствует о неис-
правности радиовысотомера.
СИСТЕМА ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ СВС-ПН-15
Система воздушных сигналов СВС-ПН-15 (рис. 10.14, 10.15)
предназначена для измерения и непрерывной выдачи в самолетные
системы навигации и пилотирования следующих параметров: числа
М, ИСТИННОЙ воздушной скорости Уист, приборной скорости Уприб,
относительной Нотп и абсолютной Н&бс барометрической высоты,
отклонения числа М ДМ, барометрической высоты Д/7 и приборной
скорости ДУ от заданных величин.
Значения относительной барометрической высоты, числа М и
истинной воздушной скорости выдаются на указатели для информа-
ции экипажа о режиме полета. В системе предусмотрена возмож-
ность индикации путевой скорости по данным доплеровской систе-
мы. В этом случае переключатель на указателе скорости переводят
из положения «Возд.» в положение «Пут.».
В комплект системы входят:
вычислитель скорости, числа М и высоты ВСМВ-1-15 . 1 шт.
потенциометрические блоки преобразования относитель-
ной и абсолютной барометрической высоты, истинной путе-
вой скорости (БПнП-4, БПнП-2, БПнП-10)..................... 3 »
блок коррекции числа М БКМЭ............................ 1 »
корректоры-задатчики высоты КЗВ-0-15................... 2 »
корректоры-задатчики скорости КЗСП..................... 2 »
блок питания БП-27-2................................. 1 »
блоки питания и усиления БПУ-3......................... 5 »
блоки сигнализации готовности корректора и включения
его в САУ (БСГ)............................................ 4 »
указатели относительной высоты УВО-15к................. 2 »
указатели воздушной и путевой скорости УСВПк ... 2 »
указатель числа М УМ-1 к-0,82.......................... 1 »
приемник температуры наружного воздуха П-5 ... 1 »
фильтр Ф-115-1......................................... 1 »
243
Вид на левый борт
1 1
Рис. 10.14. Схема размещения системы СВС-ПН-15:
/—блок питания и усиления БПУ-3; 2—-корректор-задатчик скорости КЗСП; 3—потенциомет-
рический блок преобразования; 4—вычислитель скорости, числа М и высоты ВСМВ; 5—блок
сигнализации готовности БСГ; 6—(корректор-задатчик высоты КЗВ; 7—блок коррекции числа
М БКМЭ; 8—передний технический отсек; 9—указатель воздушной и путевой скорости
УСВПк; 10—указатель относительной высоты УВО-15к; 11—указатель числа М УМ-1к-0,82;
12—приборная доска пилотов; 13—кремальера ручного ввода давления на уровне земли; 14—
окно для отсчета давления; /5—шкала и стрелка отсчета относительной барометрической вы-
соты; 16— шкала и стрелка отсчета истинной воздушной скорости или путевой; /7—табло,
указывающее вид измеряемого параметра; 18—переключатель вида измеряемого параметра
244
Рис. 10.15. Общая схема системы СВС-ПН-15:
/—указатель относительной высоты; 2—указатель числа М; 3—указатель воздушной и путе-
вой скорости; 4—блок питания и усиления; 5, 6, 7—потенциометрические блоки преобразова-
ния;’ 8—вычислитель скорости, числа М и высоты; 9—приемник температуры наружного
воздуха; 10—фильтр; 11—блок питания; 12—корректор-задатчик высоты; 13—блок сигнализа-
ции готовности; 14—корректор-задатчик скорости; 15—блок коррекции числа М; Кпст—ис-
тинная воздушная скорость; Уприб—приборная скорость; //отн—относительная барометри-
ческая высота; //абс—абсолютная барометрическая высота; М—число Маха; Мкр—предель-
ное число М; ДМ—отклонение числа М; Д/7—отклонение барометрической высоты; АУ—отк-
лонение приборной скорости; W—путевая скорость; Т3—температура заторможенного воздуш-
ного потока; р(.т—статическое давление; Рполн—полное давление; р3—давление на уровне
земли; Гот. V, Гот Н, Гот. М—сигналы готовности к работе корректоров скорости, высоты,
числа М
Указатели системы и часть блоков установлены в кабине экипа-
жа — на рабочих местах пилотов и штурмана, остальное оборудо-
вание, кроме приемника, размещено в переднем техническом отсеке.
Приемник температуры установлен снаружи на правом борту фю-
зеляжа.
Работа. Принцип работы системы основан на измерении сле-
дующих данных:
статического и полного (динамического) давлений, датчиками
которых являются статические насадки и приемники полного дав-
ления системы полного и статического давлений;
температуры заторможенного воздушного потока, замеренной
приемником П-5;
245
давления на уровне земли (на уровне взлета—посадки), вводи-
мого вручную с помощью (кремальеры указателя УВО-15к.
Непрерывное вычисление значений истинной воздушной скоро-
сти, относительной и абсолютной барометрической высоты, числа М
производится в вычислителе, представляющем собой электронно-
аналоговое счетно-решающее устройство, которое построено на ба-
зе индукционных датчиков давления, прецизионных функциональ-
ных преобразователей напряжения переменного тока.
Преобразование выходных сигналов с датчиков в сигналы Яабс,
Уист и М происходит по схеме алгебраического сложения напряже-
ний; пропорциональных логарифмам определенных функций, вос-
производимых функциональными преобразователями.
Относительная барометрическая высота Н0ТГ! вычисляется как
разность сигналов, пропорциональных абсолютной барометрической
высоте по СА и абсолютной барометрической высоте места, относи-
тельно которой определяется Нотп. Высота места определяется
функциональным потенциометром указателя высоты УВО-15к (ле-
вого пилота) в зависимости от ввода в него давления на уровне
земли и поступает в виде напряжения переменного тока частотой
400 Гц в вычислитель системы.
Вычислитель непрерывно выдает измеренные (выработанные)
параметры-сигналы (Яабс, Яотн, УИСт, М) как напряжения перемен-
ного тока частотой 400 Гц в блоки преобразования и указатели, ко-
торые, в свою очередь, отрабатывают и выдают их соответственно
в виде относительного сопротивления выходных потенциометров и
визуальных показаний указателей.
Отклонение числа М от заданного значения AM вырабатывает-
ся блоком коррекции, на вход которого поступает сигнал числа М
из вычислителя. С корректоров-задатчиков высоты и скорости, ко-
торые работают совместно с блоками сигнализации готовности,
снимаются (соответственно) сигналы, пропорциональные УПрпб, А У
и АН от заданных значений.
Параметры АН и AM выдаются в виде напряжений переменно-
го тока, АУ — в виде напряжения постоянного тока.
С блоков сигнализации готовности поступают в систему автома-
тического управления сигналы готовности ( + 27 В) корректоров-
задатчиков и подключения их к данной системе.
Связь с другими системами. Система воздушных сиг-
налов служит датчиком для ряда систем навигации и пилотирова-
ния, в которые выдаются следующие сигналы:
в систему автоматического управления:
приборной скорости — для ограничения приборной скорости са-
молета;
отклонений приборной скорости, барометрической высоты и чис-
ла М от заданных значений, предельного числа М Мкр — для ста-
билизации полета соответственно по заданной приборной скорости,
заданной высоте и заданному числу М;
готовности к работе корректоров-задатчиков высоты и скорости,
блока коррекции числа М;
246
в навигационный вычислитель:
относительной барометрической высоты — для решения задачи
вертикального маневра;
истинной воздушной скорости — для счисления пути;
в радиотехническую систему ближней навигации и посадки;
истинной воздушной скорости — для введения «памяти» по ско-
рости изменения азимута и дальности;
в самолетный ответчик:
абсолютной и относительной барометрической высоте — для
контроля полета в диспетчерской зоне УВД.
Питание, включение, контроль. Питание системы пе-
ременным током напряжением 115 В 400 Гц и 36 В 400 Гц, а также
постоянным током напряжением 27 В подведено от распредели-
тельных устройств через автоматы защиты, которые и включают
систему в работу.
В системе предусмотрен встроенный контроль параметров отно-
сительной барометрической высоты, истинной воздушной скорости
и числа М.
Назначение органов управления, контроля
и регулировок
На передней панели указателя воздушной и путевой скорости
УСВПк (см. рис. 10.14) расположены:
16 — шкала и стрелка для отсчета истинной воздушной скоро-
сти или путевой скорости;
17 — светосигнальное табло, указывающее вид измеряемого па-
раметра «Возд.» или «Пут.»;
18 — переключатель вида измеряемого параметра.
На передней панели указателя высоты УВО-15к находятся:
13 — кремальера «Р3» — для ручного ввода давления на уровне
ВПП или 760 мм рт. ст. на маршруте;
14 — окна для отсчета давления р3;
15 — шкала и стрелка для отсчета относительной барометриче-
ской высоты.
На передней панели указателя УМ-1 к-0,82 имеется шкала и
стрелка для отсчета чисел М.
ДОПЛЕРОВСКАЯ СИСТЕМА ДИСС-013-С1
Доплеровская система ДИСС-013-С1 предназначена для непре-
рывного автоматического измерения путевой скорости и угла сноса
самолета и выдачи этих данных на индикаторы и в бортовые нави-
гационные системы.
В ее комплект входят высокочастотный (ВЧ) и низкочастотный
(НЧ) блоки, блок связи БС-4, вентилятор для принудительного ох-
лаждения блока ВЧ.
Низкочастотный блок и блок связи, смонтированные на общей
раме, установлены в переднем техническом отсеке, высокочастот-
ный блок и вентилятор — в нижней части фюзеляжа между шп.
247
Рис. 10.16. Схема размещения системы ДИСС-013-С1:
/—переключатель «Счисление НВ»; 2—блок связи БС-4; 3—низкочастотный блок НЧ; 4—пе-
редний технический отсек; 5—переключатель «Наземный контроль ДИСС»; б—высокочастот-
ный блок ВЧ; 7—вентилятор; 8—переключатель «Суша—Море»; 9—окна для индикации путе-
вой скорости;; 10—окна для индикации угла сноса; № 1, 2, 3 — лучи визирования антенны
248
№ 13—15. Элементы контроля и управления системы: переключате-
ли «Суша—Море», «Наземный контроль ДИСС», «Счисление НВ-
по ДИСС — по СВС — Контроль ДИСС в полете» находятся на
рабочем месте штурмана (рис. 10.16).
Работа системы основана на использовании эффекта Допле-
ра в режиме непрерывного излучения. Сущность его заключается в
том, что при облучении земной поверхности электромагнитными ко-
лебаниями с летящего самолета отраженные от земли колебания
имеют частоту, отличную от излучаемых на величину так называе-
мой доплеровской частоты (доплеровского сдвига).
Доплеровская частота прямо пропорциональна скорости движе-
ния самолета относительно отражающего участка земли. Скорость
движения, в свою очередь, равна проекции путевой скорости на
направление излучения. Таким образом, доплеровская частота за-
висит от направления излучения, угла сноса (угол сноса является
одним из элементов формулы, по которой определяется проекция
путевой скорости) и путевой скорости. Вычисление последних двух
параметров сводится к выделению доплеровской частоты, на осно-
вании которой в счетно-решающей схеме ДИСС определяется угол
сноса, а затем по известному углу — путевая скорость.
Для определения путевой скорости и угла сноса в данной систе-
ме используется трехлучевая антенна (рис. 10.17).
Передающее устройство высокочастотного блока (см. рис. 10.17)
вырабатывает электромагнитные колебания, которые модулируют-
ся, вобулируются (вобуляция — изменение модулирующей частоты
по пилообразному закону) и поступают на сверхвысокочастотный
(СВЧ) переключатель передающей антенны. Этот переключатель
по сигналу с устройства управления распределяет поступающую на
него мощность поочередно на три входа передающей антенны, кото-
рая излучает также поочередно три луча. Отраженные от земли
сигналы принимаются приемной антенной, три входа которой под-
ключаются попеременно (синхронно с коммутацией лучей переда-
ющей антенны) через сверхвысокочастотный переключатель к при-
емному устройству. Здесь происходит преобразование принятых
последовательно высокочастотных сигналов в сигналы промежуточ-
ной частоты, усиление последних и выделение из них трех спектров
доплеровских частот Fi, F2, F3. Доплеровские частоты после усиле-
ния в усилителе низкой частоты поступают в устройство слежения
низкочастотного блока, где они преобразуются в сигналы с часто-
тами Fj\\, FFдз, равными средним значениям указанных спект-
ров. Эти сигналы передаются на вычислитель, который совместно с
блоком связи непрерывно вычисляет угол сноса (УС), а затем пу-
тевую скорость W.
Система может работать в режиме слежения и в режиме «памя-
ти» (состояние поиска). В режиме слежения (основной режим) вы-
числитель низкочастотного блока совместно с блоком связи опреде-
ляет угол сноса и путевую скорость. Причем при полете над сушей
переключатель «Суша—Море» устанавливают в положение «Суша»,
а в случае полета над морем — в положение «Море», чем обеспечи-
249'
Рис. 10.17. Общая схема системы ДИСС-013-С1:
/—высокочастотный блок; 2—низкочастотный блок; 3—блок связи; 4—переключатель «Счис-
ление НВ»; 5—выключатель «Наземный контроль ДИСС»; 6— выключатель «Суша—Море»;
/ч, Л, Гз—спектры доплеровских частот; Fд; , Fдз, F дз — средние значения доплеровских
частот; Ai, А2—напряжения постоянного тока, пропорциональные вычисленным параметрам;
W—путевая скорость; УС—угол сноса
250
вается автоматический ввод поправки на характер отражающей по-
верхности.
Если по каким-либо причинам пропадает доплеровская инфор-
мация, устройство слежения выдает сигнал «Память» ( + 27 В), ко-
торый затормаживает двигатели систем отработки и индикации уг-
ла сноса и путевой скорости, а также поступает в навигационный
вычислитель НВ-ПБ. Устройство слежения переходит в состояние-
поиска. В этом случае вычислитель «запоминает» последние вычис-
ленные значения путевой скорости и угла сноса и передает их на
приборы. Поиск продолжается до тех пор, пока не произойдет зах-
ват (появление) доплеровской, информации. Сигнал «Память» при
этом снимается.
Связь с другими системами. Вычисленные значения-
поступают:
угла сноса УС на указатели УШ-3 точной курсовой системы, в
пилотажно-навигационные приборы НПП системы автоматического
управления и в аналоговый канал навигационного вычислителя;
путевой скорости W на указатели УСВПк системы воздушных
сигналов и в аналоговый канал навигационного вычислителя;
сигнала « + 27 В» о работе ДИСС в аналоговый канал навигаци-
онного вычислителя, если переключатель «Счисление НВ» находит-
ся в положении «—по ДИСС»; в блоки связи с датчиками траекто-
рии из комплекта системы автоматического управления.
При работе импульсного канала навигационного вычислителя в
него выдаются из доплеровской системы средние значения двух
доплеровских частот Гд1, F м, на основании которых вычисляются
навигационные параметры.
Все аналоговые линии связи осуществляются с помощью блока-
БС-4. На его передней панели имеются два окна, в которых инди-
цируются вычисленные значения путевой скорости и угла сноса.
Питание, включение, контроль. Питание системы пе-
ременным током напряжением 115 В частотой 400 Гц, 36 В частотой-
400 Гц и постоянным током напряжением 27 В поступает от распре-
делительных устройств через автоматы защиты. Система готова к
работе вскоре после подачи на нее электропитания.
Если возникает необходимость проверки ДИСС в полете, нуж-
но переключатель «Счисление НВ» поставить в положение «Конт-
роль ДИСС в полете». При нормальной работе через 2,5—3 мин на
указателях УШ-3, УСВПк и приборах НПП появятся значения пу-
тевой скорости в пределах 675—715 км/ч и угла сноса, равного'
0 ±1,5°.
На земле работоспособность проверяется с помощью встроенно-
го контроля путем решения двух контрольных задач, т. е. путем
отработки определенных значений путевой скорости и угла сноса,
указанных в паспорте системы.
Первая задача решается установкой переключателя «Счисление
НВ» в положение «Контроль ДИСС в полете», либо включением пе-
реключателя «Наземный контроль ДИСС». При решении второй за-
25 Г
дачи переключатель «Счисление НВ» переводят в положение «по
ДИСС», а соответствующий переключатель на панели низкочастот-
ного блока устанавливают в положение «Задача 2».
НАВИГАЦИОННЫЙ ВЫЧИСЛИТЕЛЬ НВ-ПБ-1
Центральный навигационно-посадочный вычислитель НВ-ПБ
предназначен для определения текущих координат местоположения
самолета и выполнения совместно с системой автоматического уп-
равления автоматического или полуавтоматического полета по мар-
шруту и в районе аэродрома посадки.
В комплект его входят:
Индикаторы-задатчики текущих счисленных координат
XcYc (в системе главной ортодромии и в системе ВПП) —
блоки П-2-3, П-3-3................................. 2 шт.
Индикаторы-задатчики координат промежуточного пункта
маршрута Хц, Уп (в системе главной ортодромии) — блоки
П-4-4, П-5-4.................................•............ 2 »
Индикаторы-задатчики координат радиосредств коррекции
Хр, Ур (в системе главной ортодромии) — блоюи П-6-3, П-7-3 2 »
Индикаторы-задатчики истинного заданного путевого угла
{ИЗПУ) и ортодромического заданного путевого угла
(ОЗПУ) — блоки П-9-1, П-12-3................'............. 2 »
Индикатор-повторитель координат промежуточного пункта
маршрута Zn, Sn (в системе частной ортодромии) — блок
П-33-4.................................................... 1 »
Индикатор поправок—-блок П-10-4......................... 1 »
Блок импульсного счисления координат П-17-2..............1 »
Контейнеры № 1, № 2, № 3 — блоки П-23-4, П-21-4, П-27-3,
П-26-3, П-22-3, П-25-3, П-28-4, П-24-4, П-30-3............ 3 »
Блок раскладки скоростей П-30-3......................... 1 »
Блок программы маршрута и посадки П-31-4................ 1 »
Щиток управления штурмана — блок П-14-4................. 1 »
Задатчик ветра НВ-2П............................ . . 1 »
Механизм управления перекрестием НВ-18Б2................ 1 »
Распределительная коробка — блок П-19-4................. 1 »
Все оборудование (рис. 10.18), кроме индикатора-повторителя,
сосредоточено в двух местах — рабочем месте штурмана и перед-
нем техническом отсеке; индикатор-повторитель установлен на
левой панели приборной доски пилотов.
Работа. Навигационный вычислитель (рис. 10.19) представ-
ляет собой цифроаналоговое счетно-решающее устройство, которое
решает следующие навигационные задачи:
автоматически непрерывно определяет методом счисления пути
текущие координаты самолета в частной или главной ортодромии
прямоугольных систем координат;
преобразовывает счисленные координаты самолета из одной
прямоугольной системы координат в другую;
корректирует автоматически вычисленные координаты самолета
по данным радиотехнических средств ближней навигации и посадки
252
основных
рабочем
ПРАБО
С ЛIIЖЕ
на
1д
11
25-Х
16
19
1515
Блок программы
маршрута и посадка
Механизм упраВпени^
перекрестием
Рис. 10.18. Схема размещения
блоков вычислителя НВ-ПБ-1 j
месте штурмана:
51
50
C4U СЛ
имя
ДНАЛ
Щиток управлении
штурмана
24 25
iCfAhAAPTМЫЫ| IgTODUU I
| МАНЕВР | I КРУГ |
1ПР0ГРС[ [КС]
/—блок раскладки скоростей; 2—контейнер № 1; 3—контейнер Ns 2; 4—индика-
тор-задатчик координат радиосредств коррекции (Л'р, Ур); 5—индикатор-задат-
чик истинного путевого угла (ИЗПУ); 6—индикатор-задатчик координаты про-
межуточного пункта маршрута (А"п); 7—иидикатор-задатчик ортодромического
заданного путевого угла (ОЗПУ); 8—задатчик ветра НВ-2П; 9—блок програм-
мы маршрута и посадки; 10— индикатор-задатчик текущих счисленных коор-
динат (Хс, Ус); //—индикатор-задатчик координаты промежуточного пункта маршрута (Уп); /2—индикатор поправок; /3—механизм управ-
ления перекрестием НВ-18Б2; 14—щиток управления; /5—выключатель установки программы предпосадочного маневра или маршрута; 16—пе-
реключатель выбора направления маневра при повторном заходе на посадку; /7—предохранитель; 18—ручки установки координат точек пред-
посадочного маневра (параметров программы); 19—кнопки-светосигнализаторы ввода запрограммированных координат; 20— выключатель
«стандартной коробочки»; 21—контрольный разъем; 22—шильдик контрольного разъема; 23—ручка управления перекрестием радиолокатора
из комплекта станции «Гроза-62А»; 24—переключатель режимов полета из главной ортодромии в частную (и наоборот); 25—переключатель ре-
жимов счисления; 26—переключатель режимов коррекции; 27—выключатель электропитания; 28—выключатель режима предпосадочного манев-
ра (заход на посадку); 29—выключатель режима полета по кратчайшему расстоянию; 30—выключатель режима курсовой стабилизации; 31—
переключатель режима полета по маршруту; 32—переключатель «грубого» и «точного» каналов отработки разностей координат самолета И
ППМ; 33—переключатель принудительного перехода на новую частигую ортодромию
НВ-ПБ-1
OK
Гот.ДИСС, Гд1, f^2+27B(,,Cyuia-Mope')
__ JTZ ш,нс
I----- |-----------------------*
I ДИСС \+27B (режим „ПамятьрЫ,
I------H
)______^03ПУ,г,2______________
l^C/Н/ ^ГотовностьНВ,ОтказHB,
Выход на линию ВПП
Счисление СВС
I СВС I
( „Коорд.
РСБН1’
Смена Л30
кущей ортодромии; z—скорость изменения бокового
Навигационные параметры и их составля-
ющие 5 главной ортодромии
Рис. 10.19. Общая схема навигационного вычислителя НВ-ПБ-1:
1—переключатель «ГА контр — ЗПУ» из комплекта курсовой системы; 2—све-
тосигнализатор; ОЗПУ—о^ртодромический заданный путевой угол; ОК—орто-
дромический курс; Л—азимут самолета; Д—наклонная дальность до радиомая-
ка (до радиолокационного ориентира); Др—величина рассогласования по даль-
ности; КУО—курсовой угол радиолокационного ориентира; В'др ^Д2~средние
значения доплеровских частот; УС—угол сноса; Z—боковое уклонение от те-
уклонения; ДЛуок—отклонение по курсу при полете на (от) радиомаяк VOR;
Яот—относительная барометрическая высота; Уист—истинная воздушная скорость; W—путевая скорость; U—направление ветра; Wх,
Wy—составляющие путевой скорости; Vy—составляющие воздушной скорости; Ux, Uy—составляющие ветра; б—скорость ветра; Хс,
Ус—текущие счисленные координаты местоположения самолета; А Д,А А, Д КУО—поправки к текущим счисленным координатам местополо-
жения самолета; ИПМ—исходный пункт маршрута; КПМ—конечный пункт маршрута
при полетах в пределах Советского Союза и над территорией дру-
гих стран;
корректирует полуавтоматически вычисленные координаты мес-
тоположения самолета по данным радиолокационной станции;
корректирует автоматически боковое уклонение по данным на-
вигационно-посадочной аппаратуры «Курс-МП-2» при полетах за
пределами Советского Союза;
расшифровывает (определяет координаты местоположения) не-
опознанные радиолокационные ориентиры, видимые на экране ра-
диолокатора;
программирует заход на посадку (предпосадочный маневр);
вырабатывает управляющие сигналы в систему автоматическо-
го управления в режимах полета по маршруту и предпосадочного
маневра;
обеспечивает полет по кратчайшему расстоянию;
определяет и указывает величину и направление скорости ветра.
Вычислитель работает в четырех режимах: счисление пути, пре-
образование координат, коррекция, заход на посадку (предпоса-
дочный маневр).
Счисление пути является основным способом определения мес-
тоположения самолета. Оно производится в одной из двух систем
координат: главной или частной ортодромии. Выбор системы, в ко-
торой в данное время работает вычислитель, осуществляется штур-
маном.
Ортодромия представляет собой дугу большого круга, соединя-
ющую на земной поверхности два пункта маршрута по кратчайше-
му расстоянию. Главная и частная ортодромии являются прямо-
угольными системами. Одна из осей (У) главной ортодромии про-
ходит через точку вылета (исходный пункт маршрута) и конечный
пункт маршрута, вторая (X) перпендикулярна ей; одна из осей (S)
частной ортодромии соединяет исходный пункт с первым промежу-
точным пунктом маршрута, или два промежуточных, которые пос-
ледовательно должен пройти самолет. Вторая ось (Z) перпендику-
лярна первой.
Каждая следующая система частной ортодромии задается дву-
мя параметрами: ортодромическим заданным путевым углом
(ОЗПУ) и расстоянием до промежуточного пункта маршрута —
длиной частной ортодромии.
Задача по определению местоположения самолета сводится в
принципе к счислению пути, пройденному самолетом по обеим осям
ортодромии. Для этого путевую скорость W раскладывают на две
составляющих Wx, \Vy (см. рис. 10.19), т. е. вычисляют значения
составляющих путевой скорости по осям: вдоль ортодромии и пер-
пендикулярно ортодромии. Непрерывное интегрирование по време-
ни составляющих путевой скорости дает текущие счисленные коор-
динаты местоположения самолета (Ус, Хс).
Для повышения надежности работы вычислителя счисление про-
изводится двумя методами: импульсным (дискретным) и аналого-
255
вым. Основным методом является импульсный, как наиболее точ-
ный, аналоговый — резервный.
Метод импульсного счисления координат основан на постоянстве
пути, пройденного самолетом за время, равное периоду доплеров-
ской частоты независимо от скорости полета, и заключается в ин-
тегрировании импульсов, частоты которых пропорциональны сос-
тавляющим путевой скорости самолета.
Метод аналогового счисления координат заключается в непре-
рывном интегрировании напряжений, пропорциональных составля-
ющим путевой скорости.
В зависимости от характера информации, которая поступает в
вычислитель, различают три режима аналогового счисления:
основной режим, когда информация о путевой скорости и угле
сноса поступает от системы ДИСС в виде напряжений постоянного
тока. Вычислитель формирует напряжения, пропорциональные сос-
тавляющим путевой скорости Wy, Wx (см. рис. 10.19) и интегрирует
их по времени. Одновременно с этим непрерывно вычисляются нап-
ряжения, пропорциональные составляющим ветра Uv, Ux в выбран-
ной системе координат как разности между составляющими путе-
вой и истинной воздушной скорости Vy, Vx, которые используются
затем при работе системы в режиме «Память» (Uy = Wv—-Vy, Ux =
= FX-VX);
режим «Память» по «запомненным» параметрам ветра. В этом
случае значения составляющих путевой скорости определяются
как сумма составляющих истинной воздушной скорости, информа-
ция о которой поступает непрерывно от системы воздушных сигна-
лов, и составляющих скорости ветра, которые «запомнились» в ос-
новном режиме счисления (Wy = Vy4- Uy, Wx= 1Д + Ux);
режим «Память» по введенным вручную (с помощью задатчика
ветра НВ-2П) параметрам ветра — скорости и направления. Он
включается при отказе доплеровской системы. Значения составля-
ющих путевой скорости вычисляются в этом случае как сумма сос-
тавляющих ветра, определенных вычислителем, и составляющих
истинной воздушной скорости, данные которой поступают от систе-
мы воздушных сигналов.
Интегрирование составляющих путевой скорости во всех трех
режимах происходит одинаково.
В режиме преобразования координат навигационный вычисли-
тель решает задачи: полет по частным ортодромиям, полет по глав-
ной ортодромии, полет по кратчайшему расстоянию.
Переход с одной частной ортодромии на другую происходит ав-
томатически, без вмешательства пилота или штурмана, при подхо-
де к ближайшему промежуточному пункту маршрута на расстоя-
ние 15 км.
Для осуществления непрерывного и плавного перехода с одной
частной ортодромии на другую счисленные координаты самолета
5С, Zc относительно текущей ортодромии преобразовывают в коор-
динаты самолета Snp, Znv относительно следующей частной орто-
дромии (рис. 10.20, а).
256
ИПМ
1/ЗЛУ
А /
Айа
nih
лпм
'г
03ЛУг
ЛЛМг
’Следующая
ц частная
ортодромия
ИПМ
А А
Sc
ОЗПУ
s')
Sc
Zz
ynp
МЛМ
A
тпме1$~ впл~^ ТПм7
тпм8
ТПМд
ТПМц.
тпм3
ТПМ2
к
тлм1
следующей частной ортодромии, относительно которой
ОЗПУgnn
пазлу
ОЗПУ?
Рис.
бражение решений трех задач:
а—полет по частной ортодромии; б—
полет по кратчайшему расстоянию;
в—схема выполнения предпосадоч-
ного маневра; АА—направление на-
чальной выставки гироагрегатов
курсовой системы; ОЗПУ,—задан-
ный путевой угол текущей ортодро-
мии, относительно которой опреде-
ляются счисленные координаты Sr,
Zc; ОЗПУ2—заданный путевой угол
10.20. Графическое изо-
определяются преобразованные коор-
динаты 5пр, 2пр; ОЗПУ3 jjq—заданный путевой угол относительно взлетно-посадочной поло-
сы; ИПМ—исходный пункт маршрута; ППМ—промежуточный пункт маршрута; КПМ—конеч-
ный пункт маршрута; ТПМ—точки предпосадочного маневра; Б—заданная точка полета по
кратчайшему расстоянию; 5—расстояние до заданной точки (до ближайшего ТПМ); Sn, Zn—
координаты промежуточного пункта маршрута; ХГо, ^г2~ координаты точки предпосадоч-
ного маневра; /—боковое уклонение
л
При полете по частным ортодромиям вычислитель выдает в сис-
тему автоматического управления величину бокового уклонения от
текущей частной ортодромии Z, скорость изменения бокового укло-
нения Z и на приборы для индикации — ОЗПУ текущей частной ор-
тодромии.
В данном случае предварительно вводятся: координаты ППМ в
частной ортодромии (Sn, Zn), ОЗПУ1 текущей ортодромии и ОЗПУ2
следующей частной ортодромии.
При полете по главной ортодромии текущие координаты само-
лета, счисленные в главной ортодромии, преобразовываются в коор-
динаты самолета относительно текущей частной ортодромии. Вы-
численные текущие преобразованные координаты самолета служат
штурману для ориентировки относительно конечной точки мар-
шрута.
В случае полета по главной ортодромии предварительно вводят-
ся координаты очередного ППЛ! в главной ортодромии и углы
ОЗПУ главной и частной ортодромий.
При полете по кратчайшему расстоянию преобразователь коор-
динат вычисляет расстояние S, оставшееся до заданной точки при
полете по кратчайшему расстоянию, и угол ОЗПУ ортодромии, сое-
диняющей место нахождения самолета и указанную точку (см. рис.
10.20,6).
Если при этом счисление происходит в частной ортодромии, то
полученные данные используются для автоматического перехода
257
на вычисленную ортодромию: в систему автоматического управле-
ния выдается значение бокового уклонения и скорость его измене-
ния.
Если счисление ведется в главной ортодромии, то в качестве уп-
равляющего сигнала в систему автоматического управления выда-
ется значение угла ОЗПУ.
Для повышения точности решения навигационных задач в вы-
числителе предусмотрена возможность периодической коррекции
счисленных координат местоположения самолета по данным радио-
локационной станции «Гроза-62А», радиотехнической системы
ближней навигации и посадки РСБН-7С и навигационно-посадоч-
ной аппаратуры «Курс-МП-2».
В основу принципа радиолокационной коррекции положен спо-
соб определения координат самолета по известным координатам ра-
диолокационного ориентира и измеренным параметрам (курсу, пе-
ленгу, дальности и высоте), характеризующим положение самолета
относительно ориентира.
По значению дальности, вычисленному в системе НВ-ПБ, и
курсовому углу на экране радиолокатора формируется электронное
перекрестие, которое при точном счислении координат должно сов-
падать с изображением радиолокационного ориентира.
Перекрестие перемещается на экране радиолокатора синхронно
с перемещением изображения радиолокационного ориентира. В слу-
чае их несовпадения вращением ручки управления локатором при-
нудительно накладывают перекрестие на изображение ориентира.
При этом в схему коррекции координат вводятся поправки к теку-
щим значениям наклонной дальности и курсового угла, которые
преобразуются в поправки к текущим счисленным координатам са-
молета.
Канал коррекции по данным радиолокационной информации ис-
пользуется также для определения координат радиолокационного
ориентира, видимого на экране радиолокатора. В этом случае при
наложении электронного перекрестия на изображение ориентира
(счисленные координаты считаются точными) отрабатываются и
индицируются на счетчиках координаты опознаваемого радиолока-
ционного ориентира.
В основу коррекции по данным радиотехнической системы поло-
жено сравнение дальности до радиомаяка и его истинного пеленга,
полученных путем преобразования счисленных вычислителем коор-
динат самолета, с точными значениями дальности и азимута, изме-
ренными радиотехническими средствами. Разница в значениях нак-
лонной дальности и азимута преобразуется в поправки к текущим
счисленным координатам самолета.
Коррекция счисленного вычислителем бокового уклонения само-
лета от линии заданного пути производится по точному значению
азимута на радиомаяк VOR, измеренному аппаратурой «Курс-
МП-2». Величина поправки — отклонение от заданного курса
(AAvor) при полете на маяк VOR или от него — вводится на счет-
чик текущей координаты Z. Этот вид коррекции используется при
258
удалении не более чем на 100 км от радиомаяка, расположенного
на линии заданного пути.
При совместной работе аппаратуры «Курс-МП-2» и самолетно-
го дальномера СДК-67 с системой РСБН-7С обеспечивается кор-
рекция навигационного вычислителя по радиомаякам VOR ДМЕ.
Коррекция навигационного вычислителя по данным аппаратуры
«Курс-МП-2» осуществляется через блок отработки азимута и
дальности (БИО) радиотехнической системы по сигналу «Гот.
VOR» ( + 27 В).
В режиме захода на посадку навигационный вычислитель реша-
ет задачу автоматизированного предпосадочного маневра, т. е. вы-
вода самолета на линию взлетно-посадочной полосы в зону дейст-
вия радиотехнических средств посадки. Для этого в блоке програм-
мы маршрута и посадки программируются координаты десяти про-
извольно расположенных точек предпосадочного маневра (ТПМ) в
диапазоне ±200 км от ВПП.
Предпосадочный маневр выполняется после пролета конечного
пункта маршрута (КПМ). Совершая его, самолет осуществляет
полет по кратчайшему расстоянию от одной запрограммированной
точки маневра до другой. Перенацеливание самолета происходит
принудительно путем нажатия штурманом соответствующих кнопок-
светосигнализаторов в блоке программы маршрута и посадки.
Счисление координат ведется в ортодромической системе, свя-
занной с ВПП. Для связи системы координат, в которой работал
вычислитель в режиме полета по маршруту (частные ортодромии),
с системой координат ВПП предварительно определяют преобра-
зованные координаты самолета относительно взлетно-посадочной
полосы (см. рис. 10.20, в).
Вычислитель позволяет также выполнить в зоне аэродрома ав-
томатический прямоугольный маневр с курсом, параллельным или
перпендикулярным оси ВПП, так называемый «стандартный ма-
невр». Для этого используются четыре последние точки предпоса-
дочного маневра.
Для выполнения захода на посадку вычислитель формирует и
выдает в систему автоматического управления заданный путевой
угол частной ортодромии, соединяющей соседние ТПМ, боковое ук-
лонение Z от частной ортодромии; одновременно определяется рас-
стояние S, оставшееся до ближайшего ТПМ.
При выполнении «стандартного маневра» управляющими сигна-
лами являются: скорость изменения бокового уклонения, а при вы-
ходе на курс ВПП — боковое уклонение и скорость его изменения.
Связь с другими системами. Для решения навигацион-
ных задач вычислитель имеет связь с рядом бортовых систем:
точной курсовой системой, от которой получает ортодромический
курс самолета и выдает ей заданный путевой угол ортодромии;
доплеровской системой, от которой получает путевую скорость
и угол сноса самолета; при отказе доплеровской системы эти пара-
метры, полученные в вычислителе, выдаются в ДИСС на индика-
цию;
259
системой воздушных сигналов, от которой получает истинную
воздушную скорость и текущую высоту полета;
радиотехнической системой ближней навигации и посадки, от ко-
торой получает наклонную дальность и истинный пеленг до радио-
маяка, и радиолокационной станцией, в которую выдает наклонную
дальность и курсовой угол радиолокационного ориентира;
навигационно-посадочной аппаратурой, от которой получает отк-
лонение от заданного курса при полете на маяк VOR или от него;
системой автоматического управления, в которую вычислитель
выдает боковое уклонение от линии заданного пути, скорость изме-
нения бокового уклонения, угол ОЗПУ частной ортодромии, отно-
сительно которой осуществляется автоматическое управление са-
молетом, и угол ОЗПУ ортодромии, соединяющий точку местона-
хождения самолета и выбранную точку полета по кратчайшему
расстоянию; кроме этого, вычислитель выдает сигналы ( + 27 В),
управляющие режимами полета по маршруту, и предпосадочного
м*аневра: «Кратчайшее расстояниеХ ГО», «Курсовая стабилизация»,
«Работа НВ», «Начало четвертого разворота»; вычислитель полу-
чает сигнал ( + 27 В) «Заход на второй круг».
Питание, включение, управление, контроль. Пи-
тание вычислителя переменным однофазным током напряжением
115 В частотой 400 Гц, трехфазным током напряжением 36 В часто-
той 400 Гц и постоянным током напряжением 27 В поступает с рас-
пределительных самолетных устройств через автоматы защиты се-
ти. Включается вычислитель выключателем «Сеть» на щитке уп-
равления штурмана. Отсутствие в вычислителе любого из напряже-
ний питания сигнализируется загоранием светосигнализаторов «От-
каз НВ», установленных у штурмана; здесь же находится еще ряд
светосигнализаторов («Счисление СВС», «Счисление аналог.», «Ко-
ординаты РСБН», «Смена ЛЗП», «Коррекция»), которые использу-
ются при проверке режимов работы вычислителя.
Ниже приведена табл. 10.1 основных органов управления вычис-
лителя, расположенных на лицевой панели щитка управления штур-
Таблица 10.1
№ 1103. на рис. Органы управления Назначение В каком режиме исполь- зуется
24 25 Щиток управления штурмана: Переключатель «ГО— ЧО» Переключатель «Счисл. имп. — анал.» Переключение режи- мов полета из главно: ортодромии в частную или наоборот Переключение режи- мов счислении с им- пульсного па аналого- вый или наоборот Полет по маршруту Во всех режимах ра- боты
260
Продолжение табл. 10,1
№ поз. на рис. Органы управления Назначение В каком режиме исполь- зуется
26 Переключатель режи- мов коррекции Переключение режи- мов коррекции и рас- шифровки Коррекция или расши- фровка
27 Выключатель «Сеть» Включение электропи- тания вычислителя Во всех режимах по- лета
28 Выключатель «ЗИП» Включение режима предпосадочного манев- ра Предпосадочный ма- невр
29 Выключатель «КР» Включение режима кратчайшего расстояния Полет по маршруту
30 Выключатель «КС» Включение режима курсовой стабилизации Полет по маршруту и предпосадочный маневр-
31 Переключатель «Прог. PC — Прог. ППМ» Включение режима по- лета по маршруту с ис- пользованием блока n-BtM Режим автоматическо- го полета по коротким участкам маршрута в- единой системе коорди- нат
32 Переключатель «Г —Т» Переключатель «грубо- го» и «точного» кана- лов отработки разно- стей координат самолета и ППМ Полет по маршруту
33 Переключатель «ЛЗП1 — ЛЗПП» Принудительный пере- ход на новую частную ортодромию и его за- держка Полет по маршруту
Блок программы и по- садки:
15 Выключатель «Уст. прогр. посадка — марш- рут» Включение режима ус- тановки программы предпосадочного манев- ра или маршрута Установка программы предпосадочного манев- ра или ППМ
16 Переключатель — «Коробочка левая — пра- вая» Выбор управления ма- невра при повторном заходе на посадку Предпосадочный ма- невр
18 Ручки установки пара- метров программы Установка параметров программы Предпосадочный ма- невр
19 Кнопки-светосигнали- заторы Ввод запрограммиро- ванных координат Предпосадочный ма- невр
20 Выключатель «Стан- дартный маневр» Включение «стандарт- ной коробочки» Предпосадочный ма- невр
Механизм управления перекрестием:
23 Ручка управления Управление перекрес- тием радиолокатора Коррекция
26 Е
мана, блока программы маршрута и посадки, механизма управле-
ния перекрестием (см. рис. 10.18).
Работоспособность вычислителя проверяется по специальной
методике, приведенной в Руководстве по эксплуатации и техниче-
скому обслуживанию на это изделие.
НАВИГАЦИОННО-ПОСАДОЧНАЯ АППАРАТУРА «КУРС-МП-2»
Навигационно-посадочная аппаратура «Курс-МП-2» обеспечи-
вает полет по сигналам всенаправленных радиомаяков междуна-
родной системы ближней навигации VOR (ВОР) и заход на посад-
ку по сигналам посадочных маяков международной системы ILS
(ИЛС) и системы СП-50, применяемой в СССР.
Аппаратура состоит из двух полукомплектов с автономным уп-
равлением. В состав каждого из них входят курсовой КРП-200П,
глиссадный ГРП-20ПМ и маркерный МРП-ЗПМ приемники, навига-
ционное устройство УН-2П, блок сигналов готовности БСГ, распре-
делительная коробка, индикатор ИКУ-1А, усилитель БУП-3, селек-
тор курса и блок управления. Общими для обоих полукомплектов
являются: селектор систем, блок баланса СП-50, блок коммутации,
курсовая и глиссадные антенны, антенна маркерного приемника,
фильтр ФНЧ.
В аппаратуре используются в качестве указателей пилотажно-
навигационные приборы НПП системы автоматического управле-
ния и прибор штурмана УШДБ-2.
Все оборудование, кроме антенн, размещено в кабине экипажа,
на рабочих местах пилотов и штурмана. Глиссадные и курсовые ан-
тенны расположены в носовой части фюзеляжа, маркерная — под
полом переднего багажного помещения (рис. 10.21).
Работа навигационно-посадочной (рис. 10.22) аппаратуры
основана на преобразовании сигналов, принимаемых антеннами
от радиомаяков VOR, ILS и СП-50, в информацию о полете и выда-
че на указатели следующих параметров:
текущего азимута самолета на маяк VOR;
курсового угла относительно маяка VOR;
отклонения относительно линии заданного пути при полете на
маяк VOR или от него;
отклонения от курса и глиссады относительно взлетно-посадоч-
ной полосы (ВПП);
сигналов, характеризующих пролет маркерных маяков и рабо-
тоспособность аппаратуры.
Аппаратура «Курс-МП-2» установлена совместно с радиотехни-
ческой системой ближней навигации и посадки РСБН-7С. Взаимо-
действие их с навигационно-пилотажными приборами (НПП) и
вычислителем системы автоматического управления определяется
селектором систем, который позволяет выбрать один из пяти режи-
мов («РСБН»; «РСБН/СП-50»; «1»; «Совм.», «2») подключения
этих приборов к соответствующей аппаратуре:
262
„ Селектор
^е^е>рсаР радиосистем
блок
упраСления
Рис. 10.21. Схема размещения аппаратуры «Курс-МП-2»:
/—лампа индикации «ОТ»; 2—лампа подсвета; 3—лампа индикации «НА»; 4—переключатель
«ОТ—НА»; 5—ручка установки показаний селектора; 6—светосигнализатор отказа курсового
канала I полукомплекта; 7—переключатель выбора систем посадки; 3—переключатель выбо-
ра чувствительности маркерного приемника; 9—светосигнализатор отказа курсового канала
II полукомплекта; 10—светосигнализатор отказа глиссадного канала II полукомплекта; 11—
переключатель выбора основных режимов работы аппаратуры; 12—светосигнализатор отказа
глиссадного канала. I полукомплекта; 13—приборная доска штурмана; 14—блок управления и
селектор курса I полукомплекта; /5—переключатель «Прослушивание»; 16—выключатель
«VOR1—РСБН»; 17—блок управления и селектор курса II полукомплекта; 18—верхний пульт
пилотов; 19—блок баланса; 20—селектор систем; 21—усилитель БУП-3; 22—глиссадная ан-
тенна; 23—курсовая антенна; 24—индикатор ИКУ-1А; 25—приборная доска пилотов; 26—моно-
блоки (КРП-200П, УН-2П; ГРП-20ПМ, МРП-ЗПМ, БСГ) I и II полуком.плектов; 27—фильтр
ФНЧ; 23—блок коммутации; 29—антенна маркерного приемника; 30—переключатель (ручка)
выбора рабочих частот курсового приемника
263
4-'уСигналы
I маркерных р/м
КУРТ
Сигналы р/м VOR
2-qb ILS, сл-эо
Сигналы р/м
ILS, СП-50
Рис. 10.22. Общая схема
аппаратуры «Курс-МП-2»:
1—курсовая антенна; 2—фильтр;.
3— глиссадная антенна; 4—антен-
на маркерного приемника; 5—
курсовой приемник; 6—блок уп-
равления; 7—глиссадный прием-
ник; 8—маркерный приемник;
9—селектор систем; 10—блок
сигналов готовности; 11—све-
тосигнализатор; 12—электри-
ческий звонок; 13—навигацион-
ное устройство; 14—селектор
курса; 15—блок баланса; 16—
блок коммутации; 17—усили-
тель; 18— индикатор ИКУ-1А;
19—выключатель VOR1—РСБН»;
20—переключатель «Прослушива-
ние»; 21—переключатель
«АРК.1—VOR1»; 22—переключа-
тель «VOR2—АРКИ»; A Кр А
Кц—отклонение по курсу; ДГр
Д Гц—отклонение по глиссаде;
Гот. Кр Гот. Кц, Гот. Гр Гот.
Гц—сигналы готовности
(4-27 В) курсовых и глиссадных
каналов; Бл. К. Бл. Г—бленкеры
курса и глиссады; МК— гиро-
магнитный (магнитный) курс;
КУР—курсовой угол радиостан-
ции; AV0R—азимут на радио-
маяк VOR; ДА v 0R—отклоне-
ние по курсу при полете на
(от) радиомаяк VOR
«РСБН» — навигационно-пилотажные приборы пилотов и вы-
числитель работают с системой РСБН-7С; аппаратура «Курс-МП-
2» находится в выключенном состоянии;
«РСБН/СП-50» — этот режим на самолете не задействован;
«1» — к приборам пилотов и вычислителю подключен первый по-
лукомплект аппаратуры (при условии нормальной работы его ка-
налов—курсового и глиссадного), второй находится в «горячем»
режиме, т. е. включен и поставлен в режим посадки. В режиме по-
садки в случае отказа первого полукомплекта второй автоматиче-
ски подключается к приборам пилотов. При восстановлении работо-
способности первого автоматически происходит обратное его под-
ключение;
«Совм.» — совместная работа двух полукомплектов, причем пер-
вый из них работает на прибор левого пилота и вычислитель, вто-
рой — на прибор правого пилота;
«2» — к приборам пилотов и вычислителю подключен второй
полукомплект аппаратуры.
Навигационно-посадочная аппаратура работает в трех режимах:
навигация по системе VOR; посадка по системе ILS; посадка по
системе СП-50. Экипаж самолета в зависимости от сложившейся в
полете обстановки может включать полукомплекты аппаратуры в
работу в следующем сочетании режимов:
1-й полукомплект 2-й полукомплект
VOR VOR
VOR ILS
VOR СП-50
ILS VOR
СП-50 VOR
ILS ILS
СП-50 • СП-50
Режим VOR. Международная навигационная система VOR
является системой всенаправленных радиомаяков, работающих в
диапазоне частот 108,00—118 МГц. При совместной ее работе с
бортовой аппаратурой «Курс-МП-2» на указатели непрерывно вы-
дается азимут самолета — угол между направлением на магнитный
север и линией, проведенной от самолета к маяку. Значение угла
отсчитывается от направления на магнитный север по часовой
стрелке. Азимут определяется сравнением фаз двух радиосигналов,
излучаемых радиомаяком VOR: опорного и переменного. Фаза
опорного сигнала постоянна и не зависит от положения самолета;
фаза переменного — меняется в зависимости от положения самоле-
та относительно радиомаяка. Это достигается путем создания вра-
щающейся диаграммы направленности излучения. Радиомаяк VOR
отрегулирован таким образом, что фазы опорного и переменного
сигналов совпадают в направлении на магнитный север. В любом
другом направлении от самолета на радиомаяк фаза переменного
сигнала отстает от фазы опорного сигнала на угол, равный углу
между этим направлением и направлением на магнитный север.
9 1252
265
Высокочастотные сигналы, излучаемые радиомаяками VOR,
принимаются курсовой самолетной антенной и поступают в курсо-
вой приемник. Затем после усиления и преобразования в приемни-
ке они подаются в навигационное устройство, где происходит пре-
образование их в управляющие сигналы индикаторов ИКУ-1А, при-
боров НПП и УШДБ-2.
При маршрутном полете по радиомаякам VOR переключатель
режимов на селекторе систем устанавливают в положение;
«Совм.». Полукомплекты системы работают независимо друг от
друга и каждый настраивается на необходимый маяк VOR. Сигна-
лы отклонения от заданной линии поступают на навигационно-пи-
лотажные приборы левого и правого пилотов раздельно соответст-
венно от первого и второго полукомплектов. Сигналы текущего ази-
мута и курсового угла каждого маяка поступают на соответствую-
щие стрелки прибора УШДБ штурмана и на индикаторы ИКУ-1А
пилотов. Причем для отсчета курсового угла (КУР), который оп-
ределяется как разность азимута и магнитного курса, последний за-
водится в аппаратуру с точной курсовой системы.
При полете по радиальной линии пути (на маяк или от маяка)
на селекторе курса устанавливается заданная линия пути. При вы-
ходе самолета на заданную линию курсовая планка прибора НПП
займет нейтральное (среднее) положение. Дальнейшее пилотиро-
вание сводится к удержанию ее в этом положении. При отклонении
самолета от заданного курса планка отклонится в ту сторону, где
будет находиться заданный курс.
На селекторе курса имеются два светосигнализатора полета на
маяк и от маяка. При полете самолета по заданному азимуту «на
маяк» горит светосигнализатор «НА», после пролета радиомаяка за-
горается светосигнализатор «ОТ». Возможна и ручная смена инди-
каций, которую используют только при изменении курса на 180°.
В абонентских аппаратах самолетного переговорного устройст-
ва обоих пилотов прослушиваются сигналы опознавания маяков и
телефонные сигналы. Позывные курсового приемника первого по-
лукомплекта слышны при установке: переключателей на абонент-
ских аппаратах в положение «PH—I», выключателя «РСБН—
VOR1» в положение «VOR1» и переключателя «Прослушивание» в
положение «VOR1—РСБН» (оба находятся у штурмана). Второй
полукомплект подключается к самолетному переговорному устрой-
ству при установке переключателей на абонентских аппаратах в по-
ложение «PH—II» и переключателя «Прослушивание» в положе-
ние «VORII». Позывные радиомаяков VOR манипулируются кодом
Морзе.
В режиме VOR маркерные приемники сигнализируют о пролете
маршрутных маркерных радиомаяков, выдавая сигналы на свето-
сигнализаторы, звонок и телефоны пилотов. Глиссадные приемники
в этом режиме находятся в выключенном состоянии.
В режиме VOR работа аппаратуры построена таким образом,
что пилотажно-навигационные приборы левого и правого пилотов
можно подключать одновременно к первому полукомплекту (ре-
266
жим «1») или ко второму (режим «2»), либо раздельно (режим
«Совм.»): прибор левого пилота — к первому полукомплекту, при-
бор правого пилота — ко второму. Вычислитель системы автома-
тического управления в первом и совместном режимах подключает-
ся к первому полукомплекту, а во втором режиме — ко второму.
Все связанные в этих режимах переключения происходят в блоке
коммутации и селекторе систем. На рис. 10.23 показаны положения
самолета относительно магнитного меридиана и двух наземных ра-
диостанций и соответствующие показания индикатора ИКУ-1А.
Лицевую часть индикатора курсовых углов (КУР) составляют
следующие элементы:
подвижная шкала магнитного курса с ценой деления 5° и оциф-
ровкой через 30°;
неподвижная шкала курсовых углов с ценой деления 10° и оциф-
ровкой через 30ь;
стрелка I КУР (узкая);
стрелка II КУР (широкая);
рукоятки систем I и II КУР для переключения их на работу от
соответствующей аппаратуры («Курс-МП-2» или АРК-15М);
табло, указывающее систему, подлюченную к индикатору.
Магнитный курс самолета отсчитывается по подвижной шкале
относительно нулевого индекса шкалы курсовых углов. Азимут I
или II наземных радиостанций отсчитывается по шкале магнитного
курса в виде угла между нулевой отметкой шкалы и стрелкой соот-
ветственно I или II КУР. Ориентировка самолета по двум назем-
ным радиостанциям производится с помощью стрелок соответствен-
но I или II КУР относительно неподвижной шкалы курсовых углов.
Показания индикатора, изображенного на рис. 10.23, следую-
щие: магнитный курс — 30°; азимут I радиостанции — 75°; азимут
II радиостанции — 345°; курсовой угол I радиостанции — 45°; кур-
совой угол II радиостанции — 315°; положение самолета относи-
тельно I радиостанции — «радиостанция находится справа, впере-
ди самолета»; система I КУР работает от «Курс-МП-2» (VOR1);
система II КУР работает от «Курс-МП-2» (VOR2).
Режим ILS. Международная система ILS используется для
выполнения предпосадочного маневра и посадки самолетов. В на-
земное оборудование входят: курсовой, глиссадный и маркерные
радиомаяки.
Курсовой маяк работает в диапазоне частот 108—112 МГц. Его
назначение выдавать курс по направлению равносигнальных излу-
чений. Диаграмма направленности излучений радиомаяка пред-
ставляет собой два лепестка, пересекающихся в горизонтальной
плоскости и одновременно промодулированных двумя различными
частотами: 90 Гц правый и 150 Гц левый. Равносигнальное направ-
ление образуется в направлении пересечения диаграмм направлен-
ности и совмещается с осью ВПП.
Сигналы курсового маяка принимаются курсовой самолетной
антенной и поступают в курсовой приемник, где преобразуются в
управляющие сигналы, которые поступают в пилотажно-навигаци-
9*
267
онные приборы пилотов и вычислитель системы автоматического
управления. При отклонении самолета от равносигнальной зоны
влево или вправо соответственно отклоняются курсовые (верти-
кальные) планки приборов. Задача пилота при ручном управле-
нии — удерживать самолет в равносигнальной зоне, что соответст-
вует положению вертикальной планки в центре прибора.
Рис. 10.23. Ориентировка по индикатору ИКУ-1А:
/—подвижная шкала магнитного курса; 2—стрелка I КУР; 3—
рукоятка подключения системы I КУР (II КУР) к аппаратуре
«Курс-МП-2> или к радиокомпасу АРК-15М; 4—табло, указы-
вающее систему, подключенную к индикатору; 5—стрелка II
КУР; 6—неподвижная шкала курсовых углов; КУР—курсовой
угол радиостанции
268
Курсовые маяки системы ILS прослушиваются в телефонах са-
молетного переговорного устройства. Для их опознавания применя-
ется международный код Морзе.
Глиссадный маяк работает в диапазоне частот 329,3—335 МГц.
Его работа отличается от работы курсового маяка тем, что равно-
сигнальное направление образуется в вертикальной плоскости
вдоль глиссады снижения под углом 2—4°. Лепестки диаграммы
направленности расположены вертикально и промодулированы
частотами: верхний — 90 Гц, нижний—150 Гц. Сигналы глиссад-
ного маяка принимаются (через глиссадную самолетную антенну)
глиссадным приемником и после преобразования в управляющие
сигналы выдаются на глиссадные (горизонтальные) планки навига-
ционно-пилотажных приборов пилотов и в вычислитель. Если само-
лет оказался ниже или выше глиссады снижения, глиссадные план-
ки приборов отклонятся соответственно вверх или вниз. И в зоне
действия системы глиссадного радиомаяка задача пилота при руч-
ном управлении сводится к тому, чтобы удержать самолет в равно-
сигнальной зоне, ориентируясь на горизонтальную планку прибора,
положение которой должно быть точно по центру.
Маркерные маяки работают на частоте 75 МГц и располагают-
ся вдоль продолжения оси ВПП со стороны захода самолета на по-
садку. Они излучают сигналы, извещающие пилота о расстоянии
до начала ВПП. По международному стандарту устанавливаются
три маркера. Первый маркер (ближний) расположен на расстоя-
нии 75±8 м от начала ВПП со стороны захода на посадку, второй
(средний)—на расстоянии 1060±150 м, третий (дальний) —на
расстоянии 7400±300 м. Несущая частота ближнего к ВПП марке-
ра модулирована частотой 3000 Гц, среднего — частотой 1300 Гц,
дальнего — частотой 400 Гц. Для их опознавания применяется
(помимо разных частот) различная манипуляция модулирующих
частот. Так, сигнал ближнего маркера манипулирован непрерывной
серией точек, сигнал среднего — серией чередующихся точек и ти-
ре, сигнал дальнего — непрерывной серией тире. Сигналы маркер-
ных маяков принимаются (через антенну) трехканальным маркер-
ным приемником и после усиления и преобразования поступают на
телефоны самолетного переговорного устройства, сигнальные лам-
пы и звонок для фиксации момента пролета самолета над маркер-
ным маяком. На приборных досках обоих пилотов установлено по
три светосигнализатора: «Маркер ближний», «Маркер средний»,
«Маркер дальний». Звонок подключен ко всем трем каналам свето-
вой сигнализации. В телефонах прослушивается код маяка.
При установке на селекторе систем первого, совмещенного или
второго режимов навигационно-пилотажные приборы и вычисли-
тель системы автоматического управления подключаются к аппа-
ратуре (ее полукомплектам) аналогично режиму VOR.
Режим СП-50 применяется для посадки на аэродромах, обо-
рудованных радиотехнической аппаратурой СП-50. Наземное обо-
рудование состоит из курсового радиомаяка, работающего в диа-
пазоне частот 108,3—110,3 МГц, глиссадного радиомаяка с рабочим
269
диапазоном частот 332,6—335,0 МГц и двух маркерных радиомая-
ков, работающих на частоте 75 МГц.
Антенная система курсового маяка состоит из ненаправленной и
направленной антенн. Диаграмма направленности ненаправленной
антенны имеет форму окружности, а диаграмма направленной ан-
тенны — две касающиеся окружности. Общая касательная этих ок-
ружностей совпадает с осью ВПП.
Работа глиссадного маяка во всем аналогична работе глиссад-
ного маяка системы ILS, за исключением модуляции диаграмм нап-
равленности. У этого маяка верхний лепесток диаграммы направ-
ленности промодулирован частотой 150 Гц, а нижний — частотой
90 Гц.
Модулирующие частоты маркерных маяков — 3000 Гц.
Самолетная аппаратура приема и преобразования сигналов кур-
совых, глиссадных и маркерных маяков, методы индикации общие
для систем ILS и СП-50.
Связь с другими системами. Навигационно-посадоч-
ная аппаратура выдает: сигналы отклонений от равносигнальных
зон курсовых и глиссадных радиомаяков систем ILS и СП при за-
ходе на посадку и сигналы готовности каналов при входе в зону
действия этих радиомаяков в систему автоматического управления;
сигналы опознавания курсовых и маркерных радиомаяков в систе-
му самолетного переговорного устройства «Вещание»; сигналы отк-
лонений от заданного курса при полете на радиомаяк VOR или от
него в навигационный вычислитель.
Навигационно-посадочная аппаратура получает от точной кур-
совой системы информацию о магнитном курсе и связывает радио-
техническую систему ближней навигации и посадки с системой ав-
томатического управления через блок коммутации.
Управление, контроль, питание. Питание аппаратуры
переменным током напряжением 115 В частотой 400 Гц и постоян-
ным током напряжением 27 В поступает с самолетных распредели-
тельных устройств через автоматы защиты.
Элементы управления аппаратурой сосредоточены на блоках уп-
равления и селекторе. На блоках управления (см. рис. 10.21) уста-
навливается нужная частота работы и при этом одновременно про-
исходит включение режима навигации (VOR) или посадки (ILS
или СП-50). С помощью селектора системы вырабатывают поса-
дочный режим (ILS или СП-50), изменяют чувствительность мар-
керных приемников, устанавливают соответствующий режим под-
ключения выходных индикаторных устройств к аппаратуре.
Сигналы готовности по каналам курса и глиссады вырабатыва-
ются в блоках БСГ. Эти сигналы (в виде напряжений постоянного
тока +27 В) поступают в бленкеры навигационно-пилотажных при-
боров и также разрывают цепи питания светосигнализаторов сигна-
лизации готовности на селекторе систем. Если светосигнализаторы
гаснут и бленкеры закрываются, это говорит о том, что аппаратура
работоспособна. При отсутствии сигнала готовности светосигнали-
заторы горят, бленкеры открыты..
270
РАДИОТЕХНИЧЕСКАЯ СИСТЕМА БЛИЖНЕЙ НАВИГАЦИИ
И ПОСАДКИ РСБН-7С
Радиотехническая система ближней навигации и посадки
РСБН-7С обеспечивает:
определение местоположения самолета (изменение наклонной
дальности и азимута) в полярной системе координат относительно
наземных радиомаяков РСБН-2Н и РСБН-4Н и выдачу этих дан-
ных на индикаторы системы;
индикацию и опознавание самолета на наземном индикаторе
кругового обзора;
опознавание радиомаяка на борту самолета;
определение угловых отклонений самолета от оси равносигналь-
ных зон курсового и глиссадного радиомаяков ПРМГ-4 и выдачу
этих сигналов в систему автоматического управления;
определение дальности до ретранслятора дальномера в режиме
посадки;
коррекцию навигационного вычислителя по измеренным значе-
ниям азимута и дальности относительно наземных радиомаяков
РСБН-2Н и РСБН-4Н, а при связи системы РСБН-7С с «Курс-
МП-2» и СДК-67 — относительно радиомаяков VOR ДМЕ.
В состав системы входят: антенный блок обзора передней полу-
сферы АП-14 и антенный блок обзора задней полусферы АЗ-016,
блок суммирования БС-04М, передатчик СЗД-П, моноблок прием-
ников СПАД-2, блок измерения и отработки азимута и дальности
БИО, блок реле, переходной блок (сельсин-трансформатор) ПСТ-
265-1, щиток переключения каналов навигации ЩПКН, три усили-
теля УДП-1, один индикатор азимута ЦИА-1 и два индикатора
дальности ИДР-2.
Антенные блоки размещены в носовой и хвостовой частях фюзе-
ляжа, все остальные блоки — в переднем техническом отсеке. Ин-
дикатор азимута и один из индикаторов дальности установлены на
приборной доске штурмана, над ними — щиток переключения кана-
лов навигации, второй индикатор дальности находится на левой по-
ловине приборной доски пилотов (рис. 10.24).
Работа. Положение самолета в пространстве определяется
наклонной дальностью до известной точки (радиомаяка) на земле
и азимутом относительно северного меридиана, проходящего через
эту точку.
В соответствии с принципом работы системы обеспечивается од-
новременная работа следующих радиочастотных линий передач:
в направлении «самолет — земля»: запросных сигналов радио-
дальномера, ответных сигналов наземному индикаторному устрой-
ству, сигналов опознавания самолета;
в направлении «земля—самолет»: азимутального сигнала, опор-
ных сигналов «35» и «36» канала азимута, ответных сигналов рет-
ранслятора радиодальномера, запросных сигналов наземного инди-
каторного устройства, позывных сигналов опознавания наземного
271
Рис. 10.24. Схема размещения системы РСБН-7С:
/—антенный блок АП-14 обзора передней полусферы; 2—антенный блок АЗ-016 обзора зад-
ней полусферы; 3—бленкер сигнализации отказа системы; 4—окна цифровой индикации
дальности; 5—окна цифровой индикации азимута; 6—усилитель УДП-1; 7—передний техниче-
ский отсек; S—индикатор дальности ИДР-2; 9—индикатор азимута ЦИА-1; /0—щиток пере-
ключения каналов навигации ЩПКН; 11—приборная доска пилотов; 12—моноблок приемни-
ков; 13—распределительная коробка с переходным блоком ПСТ-265-1; 14—блок измерения и
отработки азимута и дальности БИО; 15—блок реле; 15—передатчик СЗД-П; 17—блок сумми-
рования БС-04М; 18—выключатель «Построение»; 19—светосигнальное табло режима работы
системы; 20—окна индикации номера навигационного канала; 21—кнопка встроенного конт-
роля; 22—ручка управления переключателем частотно-кодовых навигационных каналов
радиомаяка, сигналов курсового и глиссадного радиомаяков, ответ-
ных сигналов посадочного ретранслятора радиодальномера.
Дальность на самолете измеряется импульсным радиодально-
мерным устройством, работающим по принципу «Запрос—Ответ», и
сводится к определению промежутка времени от момента излуче-
ния запросного (зондирующего) импульса до прихода ответного
импульса наземного радиомаяка. Ответчиком (ретранслятором)
служит приемопередающая установка наземного радиомаяка. Из-
мерение времени сводится к подсчету хронизирующих импульсов
от кварцевого генератора и начинается с момента излучения пере-
датчиком дальномера зондирующего импульса. Подсчет прекраща-
ется при поступлении ответного импульса радиомаяка (дальность
до которого пропорциональна количеству хронизирующих импуль-
сов). Дальность вычисляется в блоке измерений и отработки БИО,
полученное ее значение выдается на индикаторы (рис. 10.25).
272
Рис. 10.25. Общая схема системы РСБН-7С:
/—выключатель «VOR1—РСБН»; 2—переключатель «Прослушивание»; 3— антенный блок об-
зора передней полусферы; 4—моноблок приемников; 5—блок суммирования; 6—щиток пере-
ключения каналов навигации; 7—блок реле; 8—блок измерения и отработки азимута и даль-
ности; 9—индикатор азимута; 10—индикатор дальности; 11—усилитель; /2—антенный блок об-
зора задней полусферы; 13—передатчик; 14—выключатель «Опознавание»; А—азимут; Д—
наклонная дальность: ДД, ДА—поправки по дальности и азимуту к счисленным в НВ-ПБ ко-
ординатам местоположения самолета; ДАуОК—отклонение по курсу при полете иа (от) ра-
диомаяк VOR; Др.—величина рассогласования по дальности; КУ—курс самолета; Кист—ис-
тинная воздушная скорость; ДК—отклонение по курсу; ДГ—отклонение по глиссаде; «35»,
«36»—серии опорных импульсов; Гот. — сигнал готовности ( + 27 В) соответствующего канала
Канал дальности работает в двух режимах: поиска и сопровож-
дения (слежения). Режим поиска заканчивается после прихода пя-
ти ответных импульсов, характеризующих одно значение дальности.
Этот сигнал считается сигналом от цели и канал переходит в режим
сопровождения. Возвращение в режим поиска происходит после
восьми пропаданий сигнала.
Для измерения азимута на самолете используются две антенны
наземного радиомаяка. Его вращающаяся остронаправленная ан-
тенна непрерывно излучает азимутальные сигналы, а неподвижная
всенаправленная антенна — две серии опорных импульсов «35» и
«36» (соответственно 35 и 36 импульсов за один оборот вращаю-
щейся антенны). Когда ось диаграммы направленности вращаю-
щейся антенны направлена строго на географический север, один
импульс серии «35» и один импульс серии «36» совпадают. Это сов-
падение называется северным и служит начальным временем при
273
измерении азимута. Временной интервал между северным совпаде-
нием и моментом, когда ось диаграммы направленности вращаю-
щейся антенны направлена на самолет (т. е. промежуток времени с
момента разворота антенны наземного маяка на север до момента
облучения самолета направленным вращающимся лучом), опреде-
ляет азимут самолета относительно наземного радиомаяка. Приня-
тые азимутальные и опорные сигналы усиливаются, преобразуются
и поступают на цифровую измерительную схему блока БИО. Под-
счет принятых импульсов «36» от момента прихода импульса се-
верного совпадения до прихода азимутального определяет значе-
ние азимута с точностью до 10°. Для более точного определения
азимута подсчитываются импульсы местного генератора, который
синхронизируется импульсами «36». В результате подсчета получа-
ют значение азимута от 0 до 10° в пределах каждого десятиградус-
ного интервала. Таким образом определяется азимут от 0 до 360°.
Вычисленное его значение поступает на соответствующий индика-
тор.
Кроме выполнения азимутально-дальномерных функций радио-
техническая система совместно с наземным оборудованием позво-
ляет получить на экране наземного выносного индикатора круго-
вого обзора (ВИКО) индикацию и опознавание самолета. Приня-
тые на самолете сигналы запроса наземной индикации ретрансли-
руются на землю, принимаются приемным устройством выносного
индикатора кругового обзора и создают на его экране яркостную
отметку, угловое положение которой определяется азимутом само-
лета, а расстояние ее относительно центра экрана (точки начала
радиальной развертки луча) соответствует дальности до самолета.
При включении на самолете выключателя «Опознавание» пов-
торяется кодированный сигнал ответа, что приводит к раздваива-
нию яркостной отметки на индикаторе обзора, указывая оператору
самолет, с которым в данный момент установлена связь.
Запросные сигналы наземной индикации используются на само-
лете и для прослушивания в телефонах самолетного переговорного
устройства позывных сигналов радиомаяка. В этом случае штурман
устанавливает выключатель «VORI—РСБН» в положение
«РСБН», а переключатель «Прослушивание» в положение
«VOR1—РСБН».
Система работает в двух режимах: «Навигация» и «Посадка».
Режим «Навигация» является основным, включается он при наст-
ройке системы на канал радиомаяка, с которым она будет рабо-
тать. Настройка производится ручкой на щитке ЩПКН. В этом ре-
жиме определяется азимут и дальность до наземного радиомаяка.
Наличие этих данных позволяет выполнять полет по любому прямо-
линейному маршруту и определять местоположение самолета.
Режим «Посадка» включается переключателем режимов на се-
лекторе систем из комплекта аппаратуры «Курс-МП-2». При этом
на щитке ЩПКН загорается табло «Посадка» и азимутальный ка-
нал прекращает работу, а индикаторы дальности указывают даль-
ность до посадочного ретранслятора дальности. Радиотехническая
274
система принимает сигналы посадочных радиомаяков, преобразо-
вывает их и выдает в виде отклонений от оси равносигнальных зон
курса и глиссады в систему автоматического управления.
Связь с‘ д'ругими с и ат е м>. а м и. Система Р,СБН-|7С вы-
дает:
сигналы азимута и наклонной дальности в навигационный вы-
числитель для коррекции его по маякам РСБН-2Н и РСБН-4Н. При
сопряжении с аппаратурой «Курс-МП-2» (которая измеряет азимут
на маяк VOR) и дальномером СДК-67 (который определяет даль-
ность до маяка ДМЕ) РСБН-7С обеспечивает коррекцию навигаци-
онного вычислителя по маякам VOR, ДМЕ по тем же каналам, что
и в режиме работы с маяками РСБН;
сигналы угловых отклонений (как уже отмечалось выше) от оси
равносигнальных зон курсового и глиссадного маяков в систему
автоматического управления.
При кратковременном пропадании сигналов азимута и дально-
сти в схеме системы предусмотрена «память» (в течение 10—15 с)
по скорости их изменения. Для этого в систему РСБН-7С поступа-
ют значения истинной воздушной скорости от системы воздушных
сигналов и курса от точной курсовой системы. Принцип «памяти»
значений азимута и дальности основан на раскладке истинной воз-
душной скорости на азимутальную и дальномерную составляющие
с последующим их интегрированием по времени.
Питание, включение, управление, контроль. Пи-
тание переменным током напряжением 115 В и 36 В частотой
400 Гц и постоянным током напряжением 27 В система получает с
распределительных устройств через автоматы защиты сети. С пода-
чей на нее питания система вскоре готова к работе.
Управление осуществляется с щитка переключения каналов на-
вигации, на передней панели которого установлены (см. рис. 10.24):
ручка управления переключателем частотно-кодовых навигацион-
ных каналов; окно для индикации номера навигационного канала;
светосигнальные табло «Навигация» и «Посадка» для индикации
режима работы; выключатель «Построение» и кнопка «Контроль».
Основным признаком неисправности системы служит срабатыва-
ние бленкеров в индикаторах азимута и дальности в режиме «На-
вигация», а в режиме «Посадка» — срабатывание бленкеров в при-
борах системы автоматического управления. Кроме того, в системе
РСБН-7С имеется встроенный контроль для проверки работоспо-
собности ее измерительного канала. Для этого с нажатием на кноп-
ку «Контроль» (на щитке ЩПКН) должны установиться на инди-
каторах определенные значения азимута и дальности, что явится
свидетельством исправной работы.
РАДИОЛОКАЦИОННАЯ СТАНЦИЯ «ГРОЗА-62А»
Радиолокационная станция «Гроза-62А» предназначена для по-
лучения информации о навигационной обстановке в полете, она
обеспечивает:
275
обзор земной поверхности для ориентировки по характерным на-
земным объектам, а также обнаружение встречных препятствий
(самолетов);
обнаружение зон грозообразования и турбулентной облачности,
опасных для самолетовождения;
определение угла сноса самолета.
В комплект станции входят: антенный блок ГР-1Б; моноблок,
состоящий из двух приемопередающих блоков ГР-2Б, блока коррек-
ции ГР-28С, блока стабилизации и управления ГР-7С, волноводно-
го'коммутатора и монтажной рамы ГР-34Г; волноводный тракт
ГР-32-62 с направленным ответвителем и измерительной секцией;
коробка связи ГР-40; коммутационная коробка ГР-17; индикатор
основной ГР-4ВА с монтажной рамой ГР-ЗЗД и индикатор допол-
нительный ГР-4ДВ с монтажной рамой ГР-ЗЗЕ; эквивалент ГР-35.
На экраны индикаторов устанавливают легкосъемные телескопиче-
ски выдвигающиеся светозащитные тубусы, которые оснащены спе-
циальным поляризационным светофильтром. Их назначение — по-
вышать контрастность радиолокационного изображения при днев-
ном освещении.
В комплекте станции имеется два приемопередающих блока:
основной и резервный. В полете один из них находится в рабочем
состоянии, второй — в резерве. Для равномерной выработки ресур-
са блоков рекомендуется при полете с аэродрома базирования ис-
пользовать основной блок, а при обратном полете — резервный, ко-
торый включается выключателем «Резервный ПРМ—ПРД» на щит-
ке штурмана.
Антенный блок размещен в негерметичном носовом радиопроз-
рачном обтекателе (рис. 10.26), здесь же находится часть волно-
водного тракта, который проложен в основном под полом кабины
экипажа. Основной индикатор установлен у штурмана, дополни-
тельный индикатор подвешен на раме в стыке лобовых стекол ка-
бины экипажа и находится в вырезе центральной части приборной
доски пилотов; остальное оборудование размещено в переднем
техническом отсеке.
Работа. Радиолокационная станция является многоцелевым
импульсным радиолокатором со сканирующей в азимутальной пло-
скости антенной. Принцип ее работы состоит в следующем. Излуча-
емые в узком секторе пространства мощные радиочастотные им-
пульсы отражаются от наземных или воздушных объектов и в виде
эхо-сигналов после соответствующего преобразования поступают
на электронно-лучевые трубки (ЭЛТ) индикаторов. В РЛС приме-
нена радиально-секторная развертка. Покрытие экранов ЭЛТ обла-
дает длительным послесвечением, благодаря чему можно одновре-
менно наблюдать изображение всего просматриваемого станцией
пространства. Яркостные отметки эхо-сигналов индикаторов позво-
ляют пилотам и штурману при помощи электронных меток даль-
ности и азимутальных рисок, нанесенных на экраны, правильно оце-
нить обстановку и принять необходимое решение.
276
Рис. 10.26. Схема размещения станции «Гроза-62А»:
1—экран; 2—клавиша включения станции; 3—клавиша выключения станции; 4—регулятор
(ручка потенциометра) яркости масштабных меток дальности; 5—переключатель выбора дли-
тельности развертки; 6—регулятор контрастности радиолокационного изображения; 7—регу-
лятор наклона луча антенны; 8—регулятор яркости радиолокационного изображения; 9—пе-
реключатель выбора режима работы; 10— регулятор частоты гетеродина; //—клавиши ручно-
го управления азимутальным перемещением антенны; /2—табло индикации используемых
масштабных меток дальности; 13—кнопка восстановления масштабных меток дальности при
коррекции навигационного вычислителя; 14—выключатель резервного приемопередающего
блока; 15— выключатель отключения системы гиростабнлизации; 16—индикатор основной
ГР-4ВА; /7—приборная доска летчиков; 18— индикатор дополнительный ГР-4ДВ; /9—антен-
ный блок ГР-1 Б; 20— волноводный тракт; 21—эквивалент отклоняющей системы; 22—блок
коррекции ГР-28С; 23—блок стабилизации и управления ГР-7С; 24—резервный приемопереда-
ющий блок; 25—основной приемопередающий блок; 26—передний технический отсек; 27—ком-
мутатор волноводный; 28—измерительная секция; 29—коммутационная коробка; 30—коробка
связи
277
Рис. 10.27. Общая схема станции «Гроза-62А»:
/—эквивалент отклоняющей системы; 2—индикатор дополнительный; 3—индикатор основной;
4—концевой выключатель; 5—выключатель включения в работу резервного приемопередаю-
щего блока; 6—выключатель отключения системы гнроста.билизацни; 7—кнопка восстановле-
ния масштабных меток дальности при коррекции навигационного вычислителя; 8—антенный
блок; 9, 10—прнемопередающие блоки; 11—блок стабилизации и управления; /2—блок кор-
рекции; /3—коробка связи; 14—коммутационная коробка; /5—волноводный тракт; 16—измери-
тельная секция; 17—ответвитель направленный; /8—коммутатор волноводный; у—крен; v—
тангаж; Д—наклонная дальность; КУО—курсовой угол радиолокационного ориентира; А Д,
А КУО—поправки к текущим (счисленным в НВ-ПБ) координатам местоположения самолета
В схеме станции (рис. 10.27) предусмотрено получение на эк-
ранах индикаторов изображения с различными масштабами, для
чего применяются пять радиально-секторных разверток по дально-
сти:
развертка «30» протяженностью по дальности от 0 до 30 км с
масштабными метками дальности через каждые 10 км;
развертка «50» протяженностью по дальности от 0 до 50 км с
масштабными метками дальности через каждые 10 км;
развертка «125» протяженностью по дальности от 0 до 125 км с
масштабными метками дальности через каждые 25 км;
развертка «250» протяженностью по дальности от 0 до 250 км с
масштабными метками дальности через каждые 50 км;
развертка «375» протяженностью по дальности от 200 до 350—
400 км с масштабными метками дальности через каждые 50 км.
РЛС работает в четырех режимах: «Земля», «Метео», «Контур»,
«Снос».
278
В режиме «Земля» на индикаторах дается изображение (в по-
лярных координатах «азимут—дальность») непрерывной радиоло-
кационной карты земной поверхности, расположенной впереди са-
молета в пределах азимутальных углов ±10(Г в обе стороны от его
продольной оси.
Возможность использования бортового радиолокатора для по-
лучения радиолокационной карты находящейся перед самолетом
местности основывается на том, что незастроенные участки суши,
населенные пункты и инженерные сооружения создают обратные
отражения радиоволн различной интенсивности, достаточные для
засветки экрана индикатора. При этом города (в особенности
средние и крупные) создают особо сильные отражения, которые
принимаются радиолокатором на очень больших расстояниях, дос-
тигающих 150—400 км, и наблюдаются на экране в виде ярких пя-
тен. Отражения от незастроенных участков суши создают сплош-
ную (более слабую по интенсивности) засветку индикатора до рас-
стояний 100—180 км. В противоположность этому водные поверх-
ности отражают большую часть падающих на них радиоволн зер-
кально, т. е. в сторону от радиолокатора, и практически не создают
засветки экрана. На этом основано обнаружение с помощью лока-
тора крупных и средних рек, водоемов, четко различимых в виде
черных участков на фоне общей засветки от незастроенных участ-
ков суши (леса, открытые пространства с травяным покровом и без
него и т. д.).
В этом режиме работы определяют местоположение (азимут,
дальность) интересующих объектов относительно самолета, а так-
же наличие или отсутствие безопасного превышения линий полета
самолета над горными вершинами.
Обзор земной поверхности на масштабах «30», «50», «125» (ди-
апазоны развертки 0—30 км; 0—50 км и 0—125 жм) осуществляется
лучом с диаграммой направленности веерной формы (вида «косе-
канс квадрат») в вертикальной плоскости и узкой лепестковой фор-
мы в горизонтальной плоскости. Такая форма диаграммы направ-
ленности выравнивает величины эхо-сигналов, отраженных от
ближних и дальних участков земной поверхности. Благодаря это-
му изображение на экране ЭЛТ имеет одинаковую яркость на всем
диапазоне дальности развертки.
Для увеличения дальности действия станции на масштабе
«250» (диапазон развертки 0—250 км) обзор земной поверхности
ведется поочередно лучом веерной и узкой диаграмм направлен-
ности с переключением формы излучения в конце каждого полу-
такта качания (сканирования) антенны по азимуту (в момент из-
менения направления ее движения). Вследствие большого послесве-
чения экрана индикаторов радиолокационные изображения от уз-
кого и веерного лучей воспринимаются как единое целое.
С целью достижения максимальной дальности обзора на мас-
штабе «375» (диапазон развертки от 200 до 350—400 км) применя-
ется луч с диаграммой направленности узкой лепестковой формы.
279
Для детального просмотра близких ориентиров используется
масштаб «30» или «50». В результате наклона луча антенны с
помощью ручки «Наклон» (на основном индикаторе) достигается
получение четкого радиолокационного изображения с наибольшей
дальностью и без провалов, а регулирование ручками «Контраст»
позволяет выделить интересующие объекты на общем фоне радио-
локационного изображения земной поверхности.
Режим «Метео» позволяет экипажу обнаружить на трассе поле-
та зоны активной грозовой деятельности, кучево-дождевой и мощ-
нокучевой облачности, а также определить местоположение этих
гидрометеообъектов по азимуту и дальности.
Обзор воздушного пространства впереди самолета ограничен
азимутальными углами порядка 100° в обе стороны от его продоль-
ной оси и углами места ±(1,5—2)° относительно плоскости гори-
зонта. При необходимости обзора пространства под другими угла-
ми места диаграмма направленности антенны может быть накло-
нена вручную относительно плоскости горизонта на угол до ±10°
при одновременном сохранении работоспособности системы стаби-
лизации. Обзор воздушного пространства в этом режиме ведется
радиолокатором с помощью симметричной во всех плоскостях узкой
диаграммы направленности.
Так как одной информации о наличии гидрометеообъекта в зоне
обзора часто бывает недостаточно и у экипажа возникает вопрос о
степени его опасности, в радиолокаторе предусмотрен режим «Кон-
тур» («контурная индикация»), позволяющий произвести такую
оценку, а также определить коридоры в грозовых зонах, полет по
которым относительно безопасен. Принцип «контурной индикации»
основан на использовании разницы в интенсивности отражений от
разных участков грозовой зоны. Наиболее опасными для прохож-
дения самолета являются места, в которых происходит быстрое из-
менение скорости выпадания осадков и, следовательно, наблюда-
ется наивысшая турбулентность. Эхо-сигналы, отраженные от уча-
стков с большой турбулентностью, превышают определенный уро-
вень и подавляются, в результате чего эти участки на экране инди-
каторов затемнены. Затемненные участки будут расположены
внутри засвеченных областей, соответствующих эхо-сигналам, от-
раженным от участков с меньшей турбулентностью (меньшей ин-
тенсивностью отражений).
В режиме «Снос» определяют угол сноса самолета. Его измере-
ние основано на использовании вторичных доплеровских частот, ко-
торыми промодулированы отраженные от земной поверхности эхо-
сигналы. При этом частота модуляции будет минимальной и прак-
тически равной нулю в тот момент, когда проекция на земную по-
верхность оси веерной диаграммы направленности антенны совпа-
дает с направлением истинной линии пути самолета. При измере-
нии угла сноса радиолокатор осуществляет обзор земной поверх-
ности так же, как и в режиме «Земля». Единственное отличие сос-
тоит в том, что автоматическое движение антенны по азимуту вык-
лючается, и совмещение проекции луча на земной поверхности с
280
истинной линией пути, необходимое для измерения угла сноса, про-
водят путем ручного азимутального перемещения антенны посред-
ством клавиш « », размещенных на лицевой панели основно-
го индикатора. При этом непрерывно наблюдают за изменением ха-
рактера свечения линий развертки.
По мере приближения линии развертки к действительному поло-
жению истинной линии пути самолета линия развертки или отдель-
ные ее участки начнут мерцать сначала с очень высокой, а затем все
более и более низкой частотой. Самая низкая частота мерцания
будет наблюдаться при совпадении линии развертки с действитель-
ным положением истинной линии пути самолета. Величина и знак
угла сноса определяются по азимутальной шкале индикатора после
того, как линия развертки остановлена в положении, характеризу-
ющемся наименьшей частотой мерцаний.
Связь с другими системами. Для повышения устойчи-
вости радиолокационного изображения земной поверхности и полу-
чения минимальных искажений радиолокационного изображения
грозовых зон при эволюциях самолета в РЛС применена гироскопи-
ческая стабилизация луча антенны. С этой целью станция сопря-
жена с правой гировертикалью ЦГВ-10П по каналам крена и тан-
гажа. В случае отказа систем гиростабилизации, а также при про-
смотре воздушного пространства в направлении полета по оси са-
молета (в режиме «Метео»: при взлете и посадке в условиях пло-
хой видимости, при пробивании облачности и т. д.) можно отклю-
чить систему стабилизации выключателем «Стабилизация», уста-
новленным на щитке штурмана.
РЛС имеет связь с навигационным вычислителем и использует-
ся для периодического уточнения (коррекции) счисленных вычис-
лителем текущих координат местоположения самолета. Для этого
выбирается какой-либо четко наблюдаемый и легко опознаваемый
на индикаторе радиолокатора наземный ориентир с известными ко-
ординатами, которые вводятся в вычислитель. Последний на осно-
вании полученной информации определяет ожидаемую наклонную
дальность и курсовой угол этого ориентира в данный момент време-
ни, которые передаются в радиолокатор, где наносятся на экран ин-
дикатора в виде светящегося кольца ожидаемой дальности и ради-
альной линии ожидаемого курсового угла. На пересечении этих ли-
ний и должно по расчетам вычислителя находиться радиолокаци-
онное изображение выбранного для коррекции наземного ориенти-
ра. Так как текущие координаты определяются вычислителем с
ошибкой, такого совпадения практически не произойдет, и, чтобы
его достичь, необходимо изменить определенные вычислителем
значения координат. Для этого вращением ручки управления лока-
тором принудительно накладывают перекрестие на изображение
ориентира. При этом в схему вычислителя вводятся поправки к те-
кущим значениям дальности и курсового угла, которые преобразу-
ются в поправки к текущим счисленным координатам местоположе-
281
ния самолета. Управление перекрестием радиолокатора ведется с
соответствующего блока вычислителя.
При проведении коррекции навигационного вычислителя воз-
можно, нажав на кнопку «Метки дальности», восстановить на экра-
нах индикаторов масштабные кольца меток дальности; электрон-
ное перекрестие при этом пропадает.
Радиолокационная станция выдает импульсы бланкирования в
самолетный ответчик и в аппаратуру госопознавания.
Питание, включение, управление, контроль. Пи-
тание переменным током напряжением 115 и 36 В частотой 400 Гц
и постоянным током напряжением 27 В станция получает с рас-
пределительных устройств через автоматы защиты сети. Подклю-
чение РЛС к самолетной электросети, включение требуемого режи-
ма работы, включение нужной длительности развертки, наклон лу-
ча антенны на заданный (оптимальный) угол относительно плоско-
сти горизонта и управление антенной при измерении угла сноса
осуществляются с основного индикатора; работоспособность стан-
ции проверяется по специальной методике, приведенной в Инструк-
ции по эксплуатации на это изделие.
Назначение органов управления, контроля
и регулировок
На передней панели основного индикатора ГР-4ВА (см. рис.
10.26) расположены:
1 — прямоугольный экран электронно-лучевой трубки, закрытый
несъемной шкалой;
2 ,3 — клавиши «РЛС» для включения и «Откл.» для выключе-
ния станции;
4 , 6, 8 — ручки потенциометров «Метки», «Контраст», «Яркость»
для регулировки качества радиолокационного изображения и меток
дальности на индикаторе;
5 — переключатель выбора длительности развертки радиолока-
тора с положениями: «30», «50», «125», «250», «375»;
7 — ручка «Наклон» для ручного управления наклоном антен-
ны относительно плоскости горизонта и шкала «10—0—10» с ценой
деления 1° (без оцифровки);
9 — переключатель выбора режима работы с положениями:
«Готов», «Земля», «Метео», «Контур», «Снос»;
70— ручка потенциометра «Частота» для настройки (после
включения РЛС) системы автоматического регулирования;
11 — клавиши « » для ручного управления азимутальным
перемещением антенны в режиме «Снос».
На передней панели дополнительного индикатора ГР-4ДВ на-
ходятся:
1 — прямоугольный экран электронно-лучевой трубки, закры-
тый несъемной шкалой;
282
4, 6, 8 — ручки потенциометров «Метки», «Контраст», «Яркость»
для регулировки качества радиолокационного изображения и ме-
ток дальности на индикаторе;
12— светосигнальное табло «10», «25», «50» для индикации ис-
пользуемых масштабных меток дальности.
САМОЛЕТНЫЕ ДАЛЬНОМЕРЫ СД-67 И СДК-67
Для измерения наклонной дальности между наземным радио-
маяком и самолетом на борту установлены дальномеры СД-67 и
СДК-67 (рис. 10.28, 10.29). Они работают как на внутрисоюзных,
так и на международных авиалиниях с радиомаяками системы
ДМЕ. Дальномер СД-67 представляет собой приемопередатчик, со-
держащий схему шифратора, дешифратора и блока измерения
дальности. Его комплект состоит из запросчика, двух индикаторов
дальности, пульта управления и антенны. В отличие от дальноме-
ра СД-67 дальномер СДК-67 не имеет собственного блока измере-
/7
Рис. 10.28. Размещение блоков дальномеров СД-67 и СДК-67:
/—правый щиток штурмана; 2—пульт управления из комплекта СДК-67; 3—пульт управле-
ния из комплекта СД-67; 4—светосигнальное табло для установки номера канала; 5—лампы
подсвета; 6—переключатель дальномера в режим «горячего резерва»; 7—ручка включения
дальномера и регулировки уровня сигнала звукового опознавания; в—ручка переключения
каналов; 9—кнопка проверки работоспособности дальномера; 10—штыревая антенна АМ-001
из комплекта СД-67; 11—индикатор дальности ИДР-1М из комплекта СД-67; /2—приборная
доска пилотов; 13—бленкер для индикации неисправности работы дальномера; 14—окно ин-
дикации дальности в цифровом виде; 15—штыревая антенна АМ-001 из комплекта СДК-67:
16—запросчик из комплекта СД-67; 17—запросчик из комплекта СДК-67
283
Рис. 10.29. Общая схема дальномера СД-67
ния дальности и индикаторов и предназначен для совместной рабо-
ты с системами РСБН-7С и «Курс-МП-2». При совместной работе
указанная аппаратура обеспечивает определение местоположения
самолета относительно радиомаяка и коррекцию навигационного
вычислителя НВ-ПБ.
Комплект дальномера СДК-67 состоит из запросчика, пульта
управления и антенны. Блоки дальномеров расположены на при-
борной доске пилотов, рабочем месте штурмана и в переднем ба-
гажном помещении по левому борту. Антенны расположены v шп.
№ 18 и 28.
Работа. Принцип работы обоих дальномеров одинаков. Из-
мерение дальности сводится к определению времени от момента из-
лучения запросного импульса до прихода ответного импульса от на-
земного радиомаяка.
После включения дальномеров и настройки их на радиомаяк
от блока измерения дальности дальномера СД-67 в шифратор пос-
тупает импульс запуска, определяющий момент начала измерения
дальности. В шифратор дальномера СДК-67 импульс запуска пос-
тупает из схемы измерения дальности системы РСБН-7С. Из этого
импульса формируется кодовая группа, состоящая из двух импуль-
сов, и подается на модулятор. В шифраторе вырабатываются так-
же импульсы бланкирования приемника на время работы передат-
чика. Опорная частота передатчика дальномера’ вырабатывается
с помощью двух задающих генераторов, стабилизированных квар-
цевыми резонаторами. Сигнал суммарной частоты этих генераторов
после фильтрации и усиления поступает на блок умножителей-уси-
лителей и далее на выходные каскады передатчика. С передатчика
284
высокочастотный модулированный сигнал поступает на общий для
приемной и передающей части запросчика блок сверхвысокой час-
тоты, включающий в себя входное устройство и антенну. Этот сиг-
нал и является сигналом запроса маяка.
Ответный сигнал радиомаяка, состоящий из кодированной пары
импульсов, через антенну и входное устройство попадает на пресе-
лектор, предназначенный для ослабления сигнала, излученного-
собственным передатчиком, и селекции принимаемого сигнала.
Принятый сигнал усиливается приемником с двойным преобразо-
ванием частоты и, после детектирования, подается на дешифратор,
с выхода которого сформированный импульс поступает в блок из-
мерения дальности. Дальномер СДК-67 выдает сформированный
импульс в схему измерения дальности системы РСБН-7С. Этот им-
пульс определяет момент окончания измерения дальности. Импульс
формируется в блоке дешифратора только в том случае, если пода-
ется пара импульсов с определенной кодовой расстановкой. Вре-
менной интервал между импульсом запроса и ответа преобразует-
ся в числовой код, соответствующий значению дальности в километ-
рах. Это значение появляется на индикаторах дальности ИДР-1М
от дальномера СД-67 и на индикаторах ИДР-2 системы
РСБН-7С от дальномера СДК-67. При полете самолета по радио-
маяку на индикаторах наблюдается плавное изменение дальности
до этого радиомаяка. Для звукового опознавания радиомаяков их
сигналы прослушиваются через систему «Вещание».
Дальномеры предназначены для работы на 252 частотно-кодо-
вых каналах. Перестройка производится с помощью специального
механизма, переключающего кварцевые резонаторы опорных генера-
торов, а также перестраивающего преселектор и каскады умножи-
теля и передатчика. Особенностью приемопередатчика является на-
личие общего источника частоты: опорная частота передатчика ис-
пользуется после умножения как частота гетеродина для первого
преобразования частоты в приемном тракте. При таком построении
схемы приемопередатчика значительно упрощается операция выбо-
ра канала, так как перестраивается только передающая часть даль-
номера и преселектор приемника. В случае необходимости дально-
меры могут находиться в состоянии «горячего резерва», т. е. могут
быть включены, но запросные сигналы при этом не излучают.
Питание, управление, контроль. Питание дальноме-
ров осуществляется от бортовой сети переменным током напряже-
нием 115 В частотой 400 Гц и постоянным током напряжением 27 В
через автоматы защиты сети. Включение, управление и контроль
производятся с пультов управления.
Назначение органов управления и контроля
На передней панели пультов управления (см. рис. 10.28) распо-
ложены:
4 — светосигнальное табло для установки номера канала;
5 — лампы подсвета;
285-
6 — переключатель «ДМЕ—Резерв» для переключения дально-
мера в режим «горячего резерва»;
7 — ручка «Громкость» для включения дальномера и регулиров-
ки уровня сигнала звукового опознавания;
8 — ручка переключения каналов;
9 — кнопка «Контроль» для проверки работоспособности даль-
номера.
На передней панели индикаторов дальности расположены:
13 — бленкер для индикации неисправности работы;
14 — окно для индикации дальности в цифровом виде.
САМОЛЕТНЫЙ ОТВЕТЧИК СОМ-64
Самолетный ответчик СОМ-64 предназначен для активной рабо-
ты с радиолокационными станциями (РЛС) управления воздушным
движением (УВД) для определения полярных координат самолета
(дальность, азимут) и автоматической передачи наземным РЛС
информации о его номере и высоте полета.
На самолете установлен один комплект ответчика, в состав ко-
торого входят: блок СО-63, состоящий из приемопередатчика, шиф-
ратора, преобразователя высоты и фильтра; выносной видеоусили-
тель; шифратор кодов ИКАО; пульт управления СО-63 и пульт
управления ИКАО; приставка бланкирования и пять антенн — две
первого диапазона АВ-004, две двухщелевые ДРД-2 и одна штыре-
вая АМ-001.
Пульты управления ответчика установлены на пульте левого пи-
лота; остальное оборудование, кроме антенн и видеоусилителя, раз-
мещено в заднем техническом отсеке; антенны АВ-004 и усилитель
расположены в носовой части фюзеляжа, антенна АМ-001 — в сред-
ней части фюзеляжа внизу, антенна ДРД-2 — в средней части киля
(рис. 10.30).
Работа. Ответчик работает по принципу вторичной радиоло-
кации, сущность которой заключается в следующем. Наземные
РЛС излучают запросные импульсы, которые принимаются антен-
ной ответчика. Принятые сигналы преобразуются, усиливаются и
дешифруются, в результате чего передатчик выдает ответные кодо-
вые посылки, содержащие необходимую информацию о самолете.
При полетах на внутрисоюзных линиях запросные сигналы РЛС
принимаются и излучаются антенной ДРД-2. На международных
линиях для приема запросных сигналов и излучения кодовых посы-
лок используется антенна АМ-001, для приема сигналов посадочных
РЛС — антенны АВ-004.
Кодовые посылки принимаются антенной вторичного радиолока-
тора и после преобразования и усиления поступают на командно-
диспетчерский пункт (КДП). Оборудование КДП позволяет опре-
делять способом радиолокации координаты самолета (дальность,
азимут), а при помощи специальной аппаратуры обрабатывать до-
полнительную информацию (номер самолета, высоту, остаток топ-
286
1 I
Управ пение,
№И5 i СВС i Нртн Hagc
Управление
11
Аппарату7]
\pa гасопо-\
^на^ания_ j
Импульсы
бланкирования
Шп. № 75
4
_____ Uh пульсы
| Гриза^^рования
Г _____| Импульсы
бланкирования
U/n V-1
Рис. 10.30. Самолетный ответчик
СОМ-64:
/—двухщелевая антенна ДРД-2; 2—шты-
ревая антенна АМ-001; 3—антенна I диа-
пазона АВ-004; 4—блок СО-63; 5—вынос-
ной видеоусилитель; 6—приставка бланки-
рования ПБ-ОГ, 7—пульт управления СО-63;
8—шифратор кодов ИКАО; 9—пульт уп-
равления ИКАО; 10—левый пульт пило-
та; //—задний технический отсек; /2—
выключатель выбора чувствительности
приемника; 13—переключатели набора ко-
да индивидуального опознавания самоле-
та; 14—переключатель выбора вида пере-
даваемой информации; /5—выключатель
включения режима «Авария»; 16—кнопка
to
OO
для включения сигнала индивидуального
опознавания самолета; 17—переключатель режимов работы; 18—выключатель включения ответчика; 19—кнопка и светосигнализатор проверки
оаботосюсобности ответчика; 20—переключатель перестройки ответчика с одной рабочей волны на другую; #эбс—абсолютная барометри-
ческая высота Дотр—относительная барометрическая высота
1
Рис. Ю.31. Функциональная схема вторичной радиолокационной системы для
УВД:
/—бортовой ответчик; 2—вторичный радиолокатор; 3—линия трансляции; 4—аппаратура оп-
ределения радионавигационных координат самолета; 5—аппаратура обработки информации,
поступающей с борта самолета (номер, высота); 6—аппаратура отображения на рабочих
местах диспетчеров
лива). Обработанная информация отображается на пультах дис-
петчеров УВД (рис. 10.31).
При работе передатчиков ответчика и других бортовых систем
возникает опасность появления ложных запросов вследствие навод-
ки высокочастотных сигналов на вход приемника ответчика. Для
исключения помех применяется бланкирование (запирание) входа
шифратора на время работы передатчиков импульсами, поступаю-
щими из аппаратуры госопознавания и радиолокационной станции.
Объем информации в ответном сигнале зависит от кода запрос-
ного сигнала и режима работы ответчика, который работает в че-
тырех режимах: УВД, RBS, РСП и 023М.
Режим «УВД» включается при работе с диспетчерскими РЛС
отечественных служб УВД, имеющими помимо аппаратуры для об-
работки координатных кодов аппаратуру для обработки информа-
ции о номере самолета, высоте полета и остатке топлива. В этом
режиме запросные кодовые сигналы диспетчерских РЛС принима-
ются антенной ДРД-2 и усиленные и продетектированные поступа-
ют в шифратор, который декодирует запросные коды и формирует
ответные посылки.
Код номера самолета набирается на передней панели шифрато-
ра информации перед установкой ответчика на самолет; код высо-
ты вводится в шифратор от блока преобразования высоты. Этот
блок преобразует в код относительное сопротивление, пропорцио-
288
нальное текущей высоте, которая выдается системой воздушных
сигналов.
Модулятор запускается кодированными импульсами с выхода
шифратора. Генератор высокой частоты вырабатывает кодовые по-
сылки, которые через блок фильтров поступают в антенну и излу-
чаются.
В режиме УВД ответные посылки диспетчерскому радиолокато-
ру содержат: двухимпульсный координатный код, трехимпульсный
ключевой код, указывающий на содержание информационного кода,
информационный код.
В этом режиме ответчик принимает также запросные сигналы
отечественных посадочных радиолокаторов. Для приема использу-
ются антенны АВ-004. Принятые сигналы усиливаются выносными
видеоусилителями и поступают на вход шифратора. Ответные по-
сылки посадочному радиолокатору содержат только двухимпульс-
ный координатный код.
Режим RBS включается при работе с радиолокационными стан-
циями на международных линиях. В этом случае управление ответ-
чиком производится с пульта управления ИКАО, а включение,
контроль и подача сигнала индивидуального опознавания — с ос-
новного пульта. В этом режиме запросные сигналы принимаются
антенной АМ-001 и после усиления и детектирования поступают на
вход шифратора ИКАО, который в зависимости от кода запроса вы-
рабатывает кодовые посылки, содержащие кодовые координатные
импульсы и информацию о номере самолета или высоте полета. Код
номера самолета устанавливается пилотом с помощью переключа-
телей на пульте ИКАО в соответствии с требованиями полета. Дан-
ные о высоте полета вводятся в шифратор ИКАО так же, как и в
режиме «УВД». Ответные кодовые посылки поступают в антенну и
излучаются.
Режим РСП используется при работе с отечественными посадоч-
ными и диспетчерскими радиолокаторами, не имеющими аппарату-
ры для приема и расшифровки информации с борта самолета. От-
ветные посылки содержат только координатные коды.
Режим 023М включается при использовании передатчика ответ-
чика в других системах.
Питание, включение, управление, контроль. Пи-
тание переменным током напряжением 115 В частотой 400 Гц и пос-
тоянным током напряжением 27 В ответчик получает с распредели-
тельных устройств через автоматы защиты сети. Управление им
производится с двух пультов: пульта СО-63 (основного) и пульта
ИКАО, который в режиме RBS дополнительно к основному уста-
навливает код ИКАО (А, Б, С, Д) и набор цифровой информации.
Ответчик включается выключателем «СО-63» на основном пульте,
здесь же находятся кнопка и светосигнализатор «Контроль» встро-
енной системы контроля. Загорание светосигнализатора при нажа-
тии кнопки указывает на готовность ответчика к работе.
289
Назначение органов управления, контроля и регулировок
На передней панели пульта СО-63 (см. рис. 10.30) расположены
следующие элементы:
15 — выключатель «Авария» для включения режима «Авария»;
16 — кнопка «Знак» для включения сигнала индивидуального
опознавания самолета;
17 — переключатель режимов работы;
18 — выключатель «СО-63» для включения (выключения) ответ-
чика;
19 — кнопка и светосигнализатор «Контроль» для проверки ра-
ботоспособности ответчика с помощью схемы самоконтроля;
20 — переключатель «Волна» для перестройки ответчика с од-
ной рабочей волны на другую.
На передней панели пульта ИКАО установлены:
12 — выключатель «МЧ» для переключения чувствительности
приемника ответчика;
13 — переключатели «Набор номера» для набора кода индиви-
дуального опознавания самолета;
14 — переключатель выбора вида передаваемой информации:
положения «А» и «Б» включаются для передачи кода индивидуаль-
ного опознавания; «С» — для передачи информации о высоте по-
лета; «Д» — резервное положение для расширения в будущем
функций ответчика.
СИСТЕМА РЕГИСТРАЦИИ РЕЖИМОВ ПОЛЕТА
МСРП-12-96 И МСРП-64-2
Для регистрации на магнитной ленте наиболее важных парамет-
ров режимов полета и последующего сохранения этой записи в ава-
рийных случаях на самолете установлены системы МСРП-12-96 и
МСРП-64-2.
Система МСРП-12-96 регистрирует 12 аналоговых параметров
и 12 разовых команд (дискретных сигналов) с отметкой времени
(рис. 10.32, 10.33).
В состав системы МСРП-12-96 входят комплект самописца, блок
питания датчиков, согласующие устройства, коробка системы и
датчики.
Комплект самописца состоит из лентопротяжного механизма, ко-
дирующего устройства с электронным отметчиком времени, соеди-
нительного блока, распределительного блока, распределительного
щитка и фильтра радиопомех.
Основные блоки системы размещены в переднем служебном от-
секе, отсеке навигации и по правому борту у шп. № 85.
Датчики и параметры, регистрируемые системой, приведены в
табл. 10.2.
Работа. Сигналы от датчиков и согласующих устройств через
распределительный щиток поступают на входы соответствующих
каналов кодирующего устройства. Туда же поступают сигналы от
электрочасов, находящихся в кодирующем устройстве, и калибро-
вочные отметки от калибровочного устройства, расположенного в
290
Ряс. 10.32. Общая схема системы МСРП-Г2-96:
/—датчики разовых команд (ДРК) № 1—12; 2—датчики аналоговых величин (ДАВ) № 1 -12;
3— распределительный щиток; 4—кодирующее устройство с электронным отметчиком време-
ни; .5—блок питания датчиков; 6—лентопротяжный механизм; 7—светосигнализатор работы
МЛП; 8—соединительный блок; 9—фильтр радиопомех: 10—сигнализатор скорости ССА 0.7-
2,2И; 11—реле включения МЛП
соединительном блоке. После кодирования сигналов от датчиков,
согласующих устройств и отметок времени по время-импульсной
системе серия импульсов поступает в лентопротяжный механизм
для записи на магнитную ленту шириной 6,25 мм, транспортиру-
емую с постоянной скоростью 96 мм/с. Кассета вмещает 250 м лен-
ты и обеспечивает 37,5-минутные записи в прямом и обратном нап-
равлениях при помощи двух пар магнитных головок. Запись произ-
водится в течение всего полета с непрерывным стиранием зарегист-
рированных сигналов так, что на ленте всегда остается информа-
ция последних 75 минут полета. Движение магнитной ленты в лен-
топротяжном механизме контролируется по миганию светосигнали-
затора на пульте левого пилота.
Система МСРП-64-2 регистрирует 40 аналоговых параметров
и 30-разовых команд (рис. 10.34, 10.35).
В состав системы МСРП-64-2 входят основной и дополнитель-
ный лентопротяжные механизмы, преобразующее устройство, пульт
управления, согласующее устройство, индикатор текущего времени,
распределительный щиток, распределительное устройство, коробки
объединения сигналов, сигнализатор скорости и датчики аналого-
вых параметров и разовых команд.
Основные блоки системы размещены на рабочем месте радиста,
в багажно-грузовом помещении, по правому борту у шп. № 85 и в
хвостовой части фюзеляжа.
Датчики и параметры, регистрируемые системой, приведены в
табл. 10.3.
Работа. Помимо измерительной информации записывается
также служебная и дополнительная информация (адресные и ка-
291
to
Рис. 10.33. Размещение блоков системы МСРП-12-96:
1 паспоеделитель сигналов 1186-Б; 2-распределительный блок БР-40; 3-кэробка С-48; 4-преобразователь оборотов ПО-15; 5-
СУ-1; 6—лентопротяжный механизмМЛП; 7-кодирующее устройство; «-распределительный щиток;
согласующее устр ис ительный блок СБ; /о-фильтр радиопомех ФР; 11- блок питания БП-7
Таблица 10.2
№ ка- нала Аналоговые параметры Марка датчика Разовые команды Тип датчика
1 Барометрическая высо- та Яб ДВбП-13 Стабилизатор опущен Концевой вы- ключатель
2 Приборная скорость Vnp ДАС Руль направле- ния отклонен на угол более 15° Концевой вы- ключатель
3 Вертикальная пере- грузка Пу ДП-1-3 Разгерметизация кабин экипажа Сигнализатор 8002
4 Магнитный курс (ги- ромагнитный) БР-40 САУ выключено по1 каналам высо- ты и крена Кнопки пульта управления САУ
5 Угол крена самолета у 1186|Б Пожар на само- лете Реле сигнализа- ции дожара
.6 Угол тангажа О' 1186Б Закрылки выпу- щены Концевой вы- ключатель
7 Угол отклонения руля ВЫСОТЫ 6р.в МУ-615А Левый интер- цептор отклонен Концевой вы- ключатель
8 Угол отклонения эле- ронов бэл МУ-615А Правый интер- цептор отклонен Концевой вы- ключатель
9 Частота вращения ро- тора компрессора II каскада двигателя № 1 ПО-15 Отклонение РУД двигателя № 1 Датчик положе- ния РУД
10 Частота вращения ро- тора компрессора II каскада двигателя № 2 ПО-15 Отклонение РУД двигателя № 2 Датчик положе- ния РУД
11 Частота вращения ро- тора компрессора 11 каскада двигателя № 3 ПО-15 Отклонение РУД двигателя № 3 Датчик положе- ния РУД
12 Частота вращения ро- тора компрессора II кас- када двигателя № 4 ПО-15 Отклонение РУД двигателя № 4 Датчик положе- ния РУД
293
Рис. 10.34. Общая схема системы МСРП-64-2:
/—датчики разовых команд (ДРК) № 1—32; 2—датчики аналоговых величин (ДАВ) № 1—48;
3—распределительный щиток ЩР-3; 4—распределительное устройство РУ-1; 5—преобразую-
щее устройство УП-2-2; 6—индикатор текущего времени ИТВ-2; 7—лентопротяжный меха-
низм МЛП-6-2; 8—лентопротяжный механизм МЛ П-9-2; 9—пульт управления ПУ-13
Рис. 10.35. Размещение блоков системы МСРП-64-2:
/—приборная доска радиста; 2—индикатор текущего времени ИТВ-2; 3— ручка установки тре-
буемого времени; 4— минутная стрелка; 5—часовая стрелка; 6—-шкала; 7—циферблат; 8—
пульт управления ПУ-13; 9—светосигнализатор работы лентопротяжного механизма МЛП-6-2;
/0—выключатель работы лентопротяжного механизма МЛП-6-2; //—светосигнализатор рабо-
ты лентопротяжного механизма МЛП-9-2; /2—выключатель работы лентопротяжного меха-
низма МЛП-9-2; 13—светосигнализатор работы преобразующего устройства; 14— шкальное
устройство; /5—лентопротяжный механизм МЛП-9-2; 16— лентопротяжный механизм МЛП-6-2;
17—преобразующее устройство УП-2-2; 18—распределительный щиток ЩР-3; 19—согласующее
устройство УсС-16; 20— распределительное устройство РУ-1; 2/—коробка объединения сигна-
лов КОС-4
294
Таблица 10.3
№. ка- нала Аналоговые параметры Марка датчика Разовые команды Тип да шика
00 Опознавательные данные и время ПУ-13 ИТВ-2 — —
1 Температура наружного воздуха 7\| . в П-5 Сигнал включения САУ по ка- налу «Высота» Пульт управления САУ-1Т-2
2 Высота барометрическая Я,-, ДВбП-13 Сигнал включения САУ по ка- налу «Крен» Пульт управления СЛУ-1Т-2
3 Истинная высота полета /Акт РВ-5 Сигнал установки левым пило- том на приборе УВО-15К давле- ния р3 = 760 мм рт. ст. Прибор УВО-15К
4 Приборная скорость Упр ДАС * Сигнал опасной скорости сбли- жения с землей Аппаратура «ССОС»
5 Местный угол атаки а ДУА-9 из комплекта ЛУАСП Сигнал нажатия на переключа- тель основного управления стаби- лизатором Переключатель основного уп- равления
6 — — Сигнал нажатия кнопки выпус- ка шасси Кнопка выпуска шасси
7 Боковое ускорение пг МП-95 Сигнал выхода командира н:: внешнюю связь Кнопка «Радио» командира
295 Вертикальная перегрузка пи МП-95 Сигнал пролета маркерного ма яка Система «Курс-МП-2»
to £ Продолжение табл. ГО.З
№ ка- нала Аналоговые параметры Марка датчика Разовые команды Тип датчика
9 Положение руля высоты бр.в МУ-616 Сигнал опасной вибрации на любом из двигателей № 1, 2, 3, 4 Аппаратура ИВ-200
10 Угол крена у 1186Б Сигнал минимального давления масла в двигателях № 1, 2, 3, 4 Масляная система двигате- лей
11 Гиромагнитный курс (магнит- ный) ip БР-40 Сигнал о наличии стружки в масле в двигателях № 1, 2, 3, 4 Система двигателя
12 Угол тангажа О 1186Б Сигнал открытия створки ревер- са двигателя № 1 Концевой выключатель ство- рок реверса
13 — — Сигнал открытия створки ре- верса двигателя № 4 Концевой выключатель ство- рок реверса
14 — Сигнал включения ПОС возду- хозаборников двигателей Заслонка противообледени- телей
15 — — Сигнал пожара в силовых уста- новках: в гондолах и внутри дви- гателей Реле сигнализации пожара
16 Положение правого элерона бэл.пр МУ-615А Сигнал минимального остатка топлива в расходных секциях ба- ков № 1, 2, 3, 4 Реле расходных баков
17 Положение РУД двигателя № 1 аРУД 1 7 МУ-615А Сигнал пожара общий Реле сигнализации пожара
1252
18 Мгновенный расход топ шва дви- гателя № 1 G-ri Указатель расходомера РТМС-7-25А Сигнал пожара или дыма в багажных отсеках Реле сигнализации пожара
19 Частота вращения ротора ком- ipcccopa низкого давления двигателя № 1 «КНД1 ПО-15 Сигнал обледенения Сигнализатор СО-2ИЛ
20 — Сигнал включения ПОС крыла МПК-13А-5
21 Положение РУД двигателя № 2 аРУД2 МУ-615А Сигнал включения ПОС опере- ния МПК-13А-5
22 Мгновенный расход топлива дви- атсля № 2 G-12 РТМС-7-25А Сигнал отсутствия рабочего давления в гидросистеме Реле падения давления
23 Частота вращения ротора КПД двигателя № 2 '7кнд2 ПО-15 — —
24 — — — —
25 Положение РУД двигателя № 3 аРУДЗ МУ-615А Сигнал готовности радиотехни- ческих средств посадки по кана- лу глиссады «Курс-МП-2» или РСБН-7С
26 Мгновенный расход топлива дви- гателя № 3 G|3 РТМС-7-25А Сигнал готовности радиотехни- ческих средств посадки по каналу курса «Курс-МП-2» или РСБН-7С
27 to со Частота вращения ротора КНД двигателя № 3 «кндз ПО-15 Сигнал исправности левого ра- диовысотомера РВ-5
& 00 Продолжение табл. 10.3
№ ка- нала Аналоговые параметры Марка датчика Разовые команды Тип’датчика
28 — —1 Сигнал отказа любой из трех ЦГВ БСГ-2П
29 Положение РУД двигателя № 4 аРУД4 МУ-615А Сигнал предельного отклонения от равносигнальной зоны глиссад- ного маяка Табло САУ-1Т-2
30 Мгновенный расход топлива дви- гателя № 4 GT4 РТМС-7-25А Сигнал предельного отклонения от равносигнальной зоны курсо- вого маяка Табло САУ-1Т-2
31 Частота вращения ротора КНД двигателя № 4 лкнд4 ПО-15 Сигнал наличия напряжения на шинах переменного тока 23Г Шина 23Г
32 — — Сигнал наличия напряжения на шинах переменного тока 24Г Шина 24Г
33 Положение баранки штурвала фшт МУ-615А — —
34 Абсолютное давление в датчике расхода воздуха 4061БТ системы по- дачи ВОЗДуХа ЛевОГО борта Раб.лев ИКД27ДА- 1000 — —
35 Положение колонки штурвала хшт МУ-615А — —
36 Положение левого элерона 60л.лев МУ-615А
37 Положение руля направления бР. МУ-615А 1 —•
о * 38 Положение стабилизатора бст МУ-615А — —
39 Положение левого закрылка б3.лев МУ-615А — —
40 Положение правого закрылка бз.пр МУ-615А — —
41 Положение левого интерцептора би II. Л PR МУ-615А — —
42 Положение правого интерцептора 6 и и и п МУ-615А — —
43 Перепад давления в герметичной кабине Ар ДДиП — —
44 Перепад давления на датчике рас- хода воздуха 4061БТ системы пода- чи воздуха левого борта Арр.ЛРВ ИКД27ДФ- 0,25 — —
45 Абсолютное давление в датчике эасхода воздуха 4061БТ системы по- дачи воздуха правого борта раб.11р ИКД27ДА- 1000 । — —
46 Напряжение на шине 21А (левый борт) Плев С шины 21А — —
47 Напряжение на шине 22А (правый эорт) НПр С шины 22А — —
00 299 Перепад давления на датчике рас- хода воздуха 4061БТ системы пода- 1и воздуха правого борта Дрр.Пр ИКД27ДФ- 0,25 — —
либровочные сигналы, отметки времени и опознавательные дан-
ные). Сигналы от всех датчиков и согласующих устройств поступа-
ют на распределительный щиток, а затем на входы соответствующих
каналов преобразующего устройства. Сигналы опознавательных
данных поступают в преобразующее устройство от пульта ПУ-13,
сигнал времени — от индикатора текущего времени ИТВ-2. Пре-
образующее устройство осуществляет коммутацию поступающих от
датчиков сигналов, преобразование сигналов аналоговых величин
в импульсный параллельный 8-разрядный двоичный код и форми-
рование адресных сигналов и отметок времени. Сигналы кодовые,
адресные и отметки времени поступают на оба лентопротяжных
механизма для записи на магнитную ленту шириной 19,05 мм,
транспортируемую со скоростью 5,34 мм/с. Кассета вмещает 255 м
ленты. Запись в лентопротяжных механизмах обеспечивает сохра-
нение записи параметров в течение 25 ч.
Назначение органов управления и контроля
На передней панели пульта управления ПУ-1'3 (см. рис. 10.35) расположены:
9, 11, 13 — светосигнализаторы для контроля работы преобразующего устрой-
ства и обо'их лентопротяжных механизмов; 10, 12 — выключатели для включе-
ния двигателей основного и дополнительного лентопротяжных механизмов; 14 —
шкальное устройство для установки опознавательных данных (номер рейса,
число, месяц и последняя цифра года).
На передней панели индикатора текущего времени ИТВ-2 расположены: 3—
ручка для установки требуемого времени; 4, 5 — минутная и часовая ирелка
для визуального отсчета текущего времени; 6, 7 — шкала и циферблат индика-
ции текущего времени.
Питание. Системы МСРП-12-96 и МСРП-64-2 подключены к бортовой
сети постоянного тока (27 В) через автоматы защиты, которые включают их в
работу. При отказе основного питания системы автоматически переводятся на
питание от аварийного источника.
САМОПИСЕЦ КЗ-63
для
пла-
(рис.
ус-
V5
Шп
нои
Рис. 10.36. Размещение само-
писца КЗ-63:
/—самописец; 2—фильтр радиопомех
Самописец предназначен для записи в полете скорости, высоты и вертикаль-
ной перегрузки для набора статистики по усталостной прочности с последующей
обработкой данных
определения ресурса
нора самолета
1'0.36). Самописец
тапозлен на левом борту
у шп. № 36 в педполь-
части буфета.
Работа. Самописец записывает вели-
чины статического и полного воздушных
давлений, подводимых непосредственно к
самописцу и величину перегрузок, действую-
щих непосредственно на него. Вид запи-
си — царапание по эмульсии стандартной
фотопленки, зафиксированной без проявле-
зия. Запас пленки — 10 м. Скорость про-
движения пленки: малая — 4,2—5,2 мм/.мин,
большая — 4.2—5,2 м'м/с. Переключение
скоростей может быть автоматическим и
ручным. Диапазон регистрируемой высоты
от 0 до 20 км, скорости от 200 до
1100 км/ч, перегрузки от —1,5 до 3,5 ед.
Питание. Самописец питается от
бортовой сети постоянным током (27 В)
через автомат защиты, который и включа-
ет его в работу.
Глава 11
СИСТЕМА ПОДВОДА ПОЛНОГО И СТАТИЧЕСКОГО
ДАВЛЕНИЙ ДЛЯ ПРИБОРОВ И АГРЕГАТОВ
ВЫСОТЫ И СКОРОСТИ
Система (рис. 11.1, 11.2) объединяет группу приборов высотно-
скоростных параметров полета, а также агрегаты, которые выдают
информацию по высоте и скорости полета, числу М, вертикальной
скорости подъема и снижения, величину перепада между давлени-
ем в герметичной кабине и давлением окружающей самолет атмо-
сферы. По показаниям приборов члены экипажа непосредственно
определяют эти величины, датчики же и агрегаты преобразовыва-
ют их в электрические сигналы (величины), пропорциональные из-
меренным значениям. Электрические сигналы используются в рабо-
те автоматических навигационных устройств и системы регулирова-
ния давления воздуха в герметичной кабине.
По характеру работы эти приборы, датчики и агрегаты можно
разделить на две подгруппы. В первую войдут те, в основу работы
которых положен принцип измерения разности между пол-
ным (воздушным скоростным напором с введением методической
поправки на плотность среды) и статическим давлением, соответст-
вующим высоте полета. Это — указатели скорости, указатель числа
М и др. (см. рис. 11.1). Приборы, датчики и агрегаты этой подгруп-
пы соединены с бортовыми приемниками статического и полного
давлений. Вторая подгруппа объединит те приборы, датчики и агре-
гаты, работа которых основана на принципе измерения только ста-
тического давления. Это — высотомеры, вариометры и др. (см. рис.
11.1). Все они соединены только с бортовыми приемниками стати-
ческого давления.
В состав системы входит следующее оборудование:
Приемники полного давления ППД-1.................... 3 шт.
Плиты с приемниками статического давления.......... 2 »
Одиночные приемники статического давления . 2 »
Краны переключения № 623700-1 ...................... 4 »
Клапаны продува..................................... 3 »
Влагоотстойники .................................... 17 »
Высотомер ВМ-15, определяющий относительную высоту
полета................................................. 1 »
Высотомер УВИД-30-15К, определяющий относительную
высоту полета....................................... 1 »
Высотомер «Жежер», выдающий значение высоты в футах 1 »
Вариометр ВАР-75МК> определяющий вертикальную ско-
рость самолета при аварийном снижении.................. 1 »
301
Вариометры ВАР-ЗОМК, определяющие вертикальную ско-
рость самолета.................................. 3 шт.
Указатели скорости КУС-730/1100*, определяющие прибор-
ную и истинную воздушные скорости полета самолета . . 3 »
Указатель числа М. МС-1К, определяющий число М . . 1 »
Указатель высоты и перепада давлений УВПД-5-0.8-ВБ,
определяющий «высоту» в кабине и перепад между давле-
нием в герметичной кабине и давлением окружающей са-
молет атмосферы................................... I *.
К системе подключены следующие датчики и агрегаты:
датчик критических углов ДКУ-18Р из комплекта автомата уг-
лов атаки и перегрузок АУАСП-7К;
корректоры-задатчики высоты КЗВ-0-15, корректоры-задатчики
приборной скорости КЗСП, вычислитель скорости, числа М и высо-
ты ВСМВ-1-15 из комплекта системы воздушных сигналов СВС-
ПН-15;
датчик барометрической высоты ДВбП, датчик приборной ско-
рости ДАС, датчик давления ДДиП и сигнализатор приборной ско-
рости ССА 0,7-2,2И из комплекта магнитных самописцев МСРП-
12-96 и МСРП-64-2;
самописец КЗ-63, регистрирующий вертикальные перегрузки,
скорость и высоту полета;
датчики высоты ИКДрДа-830-510 из комплектов радиовысото-
мера РВ-5;
вычислитель из комплекта системы сигнализации опасной ско-
рости сближения с землей ССОС;
командный прибор 2077А регулятора давления и сигнализатор
абсолютного давления 3002 из комплекта системы регулирования
давления в герметичной кабине самолета;
высотный сигнализатор ВС-8000.
Приемники полного давления 15 установлены в носовой части
фюзеляжа, по обоим бортам: два на левом, один на правом (см.
рис. 11.1).
Две плиты 12 с приемниками статического давления размеще-
ны в средней части фюзеляжа по левому и правому бортам. Такое
расположение плит на обоих бортах фюзеляжа сделано для вы-
равнивания статического давления, которое может быть различным
для левого и правого бортов при полете самолета с боковым сколь-
жением.
Для предохранения трубопроводов системы от попадания пыли
и влаги во время стоянки самолета отверстия в плитах-приемниках
закрывают заглушками, а на приемники ППД-1 надевают чехлы.
Заглушки и чехлы снабжены красными флажками, предупреждаю-
щими о том, что отверстия закрыты и что перед полетом их необхо-
димо открыть.
В качестве резервных приемников статического давления в отсе-
ке передней опоры шасси установлено два одиночных приемника
* На самолетах, оборудованных САУ-1Т-2, вместо указателя скорости КУС-730/1100 уста-
навливается указатель УС-И6.
302
.77
25
Правый
пульт
Правая панель
придорнои дос-
ки пилотов
„ноар:
Левая панель
придорной дос-
ки пилотов
' i I I ' i i i
Левый Приварная 1817 16 15 14-
пульт доска штурмана
24
23--'
22 т
21Ч'
20Д П-
„Осн:
Шп. №13
12 11
Рис. ll.l. Принципиальная схема системы питания полным и статическим давлением приборов и агрегатов высоты и скоро-
сти:
1, 20, 25—указатели скорости КУС-30Л1100 (V); 2, 21, 23—вариометры ВАР-ЗОМК (J7); 3— вычислитель из комплекта системы воздушных сиг-
налов; 4—датчик критических углов; 5, 18—корректоры-задатчики при-борной скорости из комплекта системы автоматического управления;
6, 16—корректоры-задатчики высоты из комплекта системы автоматического управления; 7—самописец; 8—датчик давления; 9—датчик баро-
метрической высоты; 10—датчик приборной скорости; 11—влагоотстойник; 12—плита С отверстиями—приемниками статического давления;
13—линии (/, II, III, IV, V) статического канала давления; 14—канал полного давления-; /5—приемник полного давления; 17—клапан проду-
ва; 19—краны переключения; 22—высотомер «Жежер» (//); 24—-указатель числа М; 26—высотомер УВИД-30-15К (Н); 27—вариометр ВАР-
75МК (U); 28—указатель «высоты» в кабине и перепада давлений между кабиной и атмосферой; 29—высотомер ВМ-15 (Н); 30—одиноч-
ный (резервный) приемник статического давления; 31—сигнализатор абсолютного давления из комплекта системы регулирования давления в
герметичной кабине; 32—высотный сигнализатор; 33—командный прибор регулятора давления из комплекта системы регулирования давления в
герметичной кабине; 34— линия статического давления агрегатов системы регулирования давления в герметичной кабине; 35—вычислитель из
комплекта системы сигнализации опасной скорости сближения с землей; 36—датчик приборной скорости; 37, 38—датчики высоты из комп-
лектов радиовысотомера
о
К а грегатам с ас та мы
рсг рлироЬааа я
' даб а а а и я
Рис. 11.2. Монтажная схема системы питания полным и статичес-
ким давлением приборов и агрегатов высоты и скорости (обозначе-
ние позиций с 1 по 38 включительно см. в подписях к рис. 11.1):
39—трубопроводы системы; 40—хомут; 41—дюритовый шланг; 42—штуцер
Установка плиты с приемника ми
статического давленая (вид ио
полету, правый бореи)
30. На герметичном днище отсека, рядом с каждым приемником
сделана надпись «Резервная статика».
По два крана переключения 19 установлено внутри бортовых
пультов пилотов. Рукоятки кранов выведены на горизонтальные,
панели пультов: на левом пульте под трафаретами «Статика лев.
летчика» и «Динамика лев. летчика», на правом — «Статика прав,
летчика» и «Статика регулят. давлен.». Краны служат для пере-
ключения приборов и агрегатов, в случае необходимости, с основ-
ных линий питания статическим и полным давлениями на резерв-
ные. Рядом с рукоятками кранов на панели каждого пульта нахо-
дится рычаг управления клапаном продува под трафаретом «Про-
дув статики». Третий клапан продува размещен под столом штур-
мана.
В заниженных местах магистралей установлены влагоотстойни-
ки для сбора возможного конденсата.
Как ясно из предыдущего, система имеет два канала: канал
полного давления — «динамика» и канал статического давления —
«статика».
Канал полного (динамического) д а в л е и и я располагает
двумя левыми и одним правым приемниками полного давления
ППД-1 (поз. 15, см. рис. 11.1). От одного левого приемника полное
давление подведено через кран переключения «Динамика левого
летчика» (находящийся на левом пульте) к указателю скорости
20 левого пилота. В исходном положении крана его рукоятка
законтрена на отметке «Осн.» — исходное рабочее положение кра-
на. Левый пилот может, в случае необходимости, переключить
указатель скорости 20 на питание от второго левого приемника
ППД-1. Для этого рукоятку крана переводят в положение «Ре-
зерв». От этого же приемника полное давление подается непосред-
ственно на указатель скорости штурмана 1, вычислитель 3, коррек-
тор-задатчик скорости 18, подключенный к дублирующему каналу
системы автоматического управления, самописец 7, а также датчи-
ки 10 и 36 из комплекта самописца МСРП-64-2.
От правого приемника полное давление подведено непосредст-
венно к приборам правого пилота — указателю скорости 25 и ука-
зателю числа М 24\ к датчику критических углов 4, корректору-за-
датчику скорости 5, подключенному к основному каналу системы
автоматического управления и датчикам скорости 10 и 36 из комп-
лекта самописца МСРП-12-96.
Приемник полного давления (рис. 11.3) создан на принципе восприятия
полного давления встречного потока воздуха при полете самолета путем тормо-
жения потока у торца наконечника приемника. Вследствие торможения энергия
движения воздуха преобразуется в избыточное давление — динамическое, харак-
теризующее скорость встречного потока воздуха.
Приемник представляет собой трубку с приемным отверстием. Трубка со-
ставляет одно целое с кожухом обтекаемой формы, который заканчивается
фланцем для крепления приемника. В наконечнике трубки имеются два отвер-
стия для слива воды из камеры приемника. Внутри расположен электрообогре-
вательный элемент, работающий от самолетной электросети постоянного тока
+ 27 В.
305
Рис. 11.3. Приемник полного давления ППД-1:
I—наконечник; 2—дренажное отверстие; 3—электрообогревательный элемент; 4— кожух; 5—
фланец
Электрообогрев включается соответствующим переключателем на правом
пульте пилота. Рядом с ним находится светосигнализатор, который при нор-
мальной работе системы обогрева не горит. В случае же выхода из строя элек-
трообогревательного элемента или обрыва цепи его питания загорается свето-
сигнализатор неисправного приемника, сигнализируя об отказе обогрева.
Канал статического давления (см. рис. 11.1) рас-
полагает двумя плитами 12 с пятью приемниками в каждой, кото-
рые являются основными заборниками статического давления, и
двумя одиночными приемниками 30, предусмотренными в качест-
ве резервных (аварийных).
Приемники левого и правого бортов соединены между собой по-
парно, образуя пять линий статики — I, II, III, IV и V.
Приемники статического давления представляют собой штуце-
ра с внутренним диаметром 6 мм, к которым присоединены дюри-
товыми шлангами трубопроводы линий.
От линии I статическое давление подведено непосредственно к
корректорам-задатчикам скорости 5 и высоты 6, подключенных к
основному каналу системы автоматического управления, вычисли-
телю 35 системы ССОС, датчикам 10, 9, 36 из комплекта самопис-
ца МСРП-12-96, к группе приборов правого пилота — вариометру
27, указателю 28 и высотомеру 29.
От линии II статическое давление подведено непосредственно к
вычислителю 3, датчику критических углов 4, датчику высоты 37 из
первого комплекта радиовысотомера, к приборам штурмана—
указателю скорости 1 и вариометру 2, а через кран переключения
«Статика лев. летчика» (на левом пульте)—к приборам левого пи-
лота: указателю скорости 20, вариометру 21, высотомеру «Жежер»
22. Причем для приборов левого пилота линия II является резерв-
ной (аварийной), для подключения к которой рукоятку крана пере-
ключения переводят из положения «Осн.» в положение «Авар.» В по-
306
ложение «Осн.» (исходное) рукоятки крана приборы левого пилота
подключаются к линии III, которая для этих приборов является ос-
новной.
От линии IV статическое давление подведено через кран пере-
ключения «Статика прав, летчика» (на правом пульте) к приборам
правого пилота: указателю скорости 25, вариометру 23, указателю
числа М 24, высотомеру УВИД-30-15К (26) и непосредственно к
корректорам-задатчикам скорости 18 и высоты 16, подключенных к
дублирующему каналу системы автоматического управления, дат-
чику высоты 38 из второго комплекта радиовысотомера. Краном
при необходимости можно подключить группу приборов правого
пилота к резервному (одинарному) приемнику «статики», устано-
вив ручку последнего в положение «Авар.».
От линии V статическое давление подведено непосредственно к
самописцу 7 и приборам самописца МСРП-64-2 — датчикам 8, 9, 10
36, а через кран переключения «Статика регул, давлен.» (на пра-
вом пульте пилота) — к командному прибору регулятора 33, сигна-
лизатору давления 31 и высотному сигнализатору 32. Рукоятка кра-
на при этом находится в положении «Осн.», т. е. в исходном рабо-
чем положении крана. Переводом ручки в положение «Авар.» эти
три агрегата подключают при необходимости к резервному (оди-
ночному) приемнику «статики».
Клапан продува. В трубопроводах питания статическим давлением приборов
обоих пилотов и штурмана установлено по клапану продува ('рис. 11.1). С их
помощью можно в полете продуть трубопровод статического давления избыточ-
ным давлением кабины.
Рис. 11.4. Клапан продува:
/—ось; 2—корпус; 3, 5—поршень; 4—толкатель; 6—рычаг; 7—пружина; 8—скоба
307
Глава 12
ПРИБОРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
Все оборудование в кабине размещено на рабочих местах пило-
тов, бортинженера, штурмана и радиста.
РАБОЧИЕ МЕСТА ПИЛОТОВ И БОРТИНЖЕНЕРА
Основным местом размещения приборов являются (см. рис. 7.1):
приборная доска, левый и правый пульты, верхний (потолочный)
пульт и центральный пульт.
Приборная доска (рис. 12.1)—основное месторасполо-
жения приборов.
Доска подвешена с помощью резиновых амортизаторов к крон-
штейнам на каркасе фюзеляжа и центральном пульте. Приборная
доска разделена на три части: левая часть доски с приборами для
левого пилота, центральная — с приборами для бортинженера и
правая — с приборами для правого пилота. На приборных досках
против левого и правого пилотов расположены основные пилотаж-
но-навигационные приборы, указатели положений стабилизатора,
закрылков, интерцепторов, светосигнальные табло и другие прибо-
ры; на приборной доске бортинженера находятся приборы контро-
ля работы двигателей. Индикатор радиолокатора, установленный
над приборной доской бортинженера, является общим прибором
левого и правого пилотов.
Для доступа к приборам и электромонтажам, расположенным
за приборной доской, панели против левого и правого пилотов сде-
ланы поворачивающимися. В открытом положении панели удержи-
ваются ремнями и секторными тягами, в рабочем положении запи-
раются ручными винтовыми замками. Панель бортинженера выдви-
гается на себя до упооа и опрокидывается вниз на центральный
пульт. Над приборной доской закреплен резиновый козырек для
защиты остекления фонаря кабины от бликов при ночных полетах.
Для предохранения приборов и электромонтажей от пыли, грязи и
солнечного света все пространство за доской затянуто сверху плот-
ным съемным чехлом.
Левый пульт (рис. 12.2). На пульте размещены панели кон-
троля работы гидро-, маслосистем и турбоагрегата, запуска двига-
телей, реостатов освещения, щитки спецаппаратуры, переговорного
устройства и кислородный прибор. Часть панелей пульта установ-
лена на петлях и запирается ручными винтовыми замками. Подход
к оборудованию и электромонтажам внутри пульта обеспечен через
съемные нижние вертикальные стенки. Сверху пульт имеет нависа-
308
I
Рис. 12.1. Приборная доска:
/—вариометр ВАР-75МК; 2—индикатор усилий ИН-3; 3—индикатор дальности ИДР-2; •/—ука-
затель числа М; 5—индикатор дальности ИДР-1; 5—указатель скорости КУС-730/1100; 7—ин-
дикатор курсовых углов ИКУ-1А; 8—указатель скорости УСВПК; 9—указатель углов тангажа
УУТ; 10—командно-пилотажный прибор; 11—навигационно-пилотажный прибор; 12—светосиг-
нальное табло; /3—вариометр ВАР-30; 14—указатель высоты УВО-15к; /5—указатель поворо-
та ЭУП-53; 16— авиагоризонт; АГБ-ЗК; /7—указатель радиовысотомера; 18—указатель высоты
в футах; 19—указатель электроманометров системы торможения колес; 20—указатель углов
атаки и перегрузок УАП-7кр; 2/—указатель положения стабилизатора ИПЗЗ-ОЗ; 22—указатель
положения триммеров и РВ; 23—указатель положения спойлеров; 24—индикатор радиолока-
ционной станции «Гроза»; 25—тахометр ИТЭ-2Т; 26—указатель УТ-7А температуры газов за
турбиной; 27—указатель УИЗ-З температуры, давления масла и давления топлива в двига-
теле; 28—указатель ИП-33 положения рычага дозировки топлива; 29—указатель вибрации
двигателя; 30—указатель числа М; 31—высотомер ВМ-15; 32—указатель ИП32-01 положения
закрылков; 33—пилотажно-посадочный сигнализатор; 34—индикатор-повторитель координат
Sa и Zn из комплекта НВ-ПБ; 35—указатель высотомера УВИД-30-15к; 36—указатель высо-
ты и перепада давления УВПД-5-0.8-ВБ
310
Рис. 12.2. Левый пульт пилота:
1—крышка над кислородным прибором; 2—кислородный прибор; 3—шланг к кислородной
маске; 4—панель запуска турбоагрегата (крышка открыта); 5—панель контроля гидросисте-
мы, маслосистемы и турбоагрегата; 6—козырек; 7—панель запуска двигателей (крышка зак-
рыта); 8—паиели с абонентскими аппаратами, щитком управления радиоответчикэм, кисло-
родным индикатором и задатчиком высоты радиовысотомера; 9— панель со щитками управ-
ления международным радиоответчиком, управления стояночными тормозами и стопорением
рулей; 10—выдвижная лампа; 11—панель с кранами барометрической системы, краном стек-
лоочистителя, рукояткой включения обдува лобовых стекол, выключателем вентиляторов,
освещения и кнопкой вызова бортпроводника; 12—микрофон; 13—крышка над реостатами ос-
вещения
ющий козырек, в желобе которого находятся светильники красного
заливающего света.
Правый пульт (рис. 12.3). На пульте расположены панели
системы кондиционирования, противообледенительной системы,
командные приборы системы регулирования давления, кислородный
прибор, кран разгерметизации кабины.
Конструкция и форма этого пульта подобны левому пульту.
Центральный п у л ь т. На пульте (рис. 12.4) расположены:
механизм управления двигателями, штурвалы механического уп-
равления триммерами руля высоты, панель топливной системы,
клапан управления аварийным торможением колес шасси, панель с
элементами управления самолетом и выключатели аварийных сис-
тем, пульт системы автоматического управления самолетом и руч-
ка управления закрылками. На наклонном выступе — кнопки уп-
равления уборкой и выпуском опор шасси, переключатель хвосто-
вой опоры и светосигнализаторы.
Для доступа к монтажам и механизмам, расположенным внутри
пульта, в его боковых стенках имеются люки со съемными крыш-
ками.
312
Рис. 12.3. Правый пульт пилота:
/—руЧка крана разгерметизации кабины; 2—панели с абонентским аппаратом и приборами
кислородной системы; 3—панель противообледенительной системы; 4— козырек; 5—кислород-
ный вентиль; 6—панель системы кондиционирования; 7—панель управления красным светом
и вентилятором; S—основной командный прибор регулятора давления воздуха в кабинах са-
молета; 9—дублирующий командный прибор; 10— крышка; //—коробка шасси; 12— микрофон;
13—ящик для кислородной маски; 14— кислородный прибор; /5—крышка над кислородным
прибором; 16—панель с крапами барометрической системы и краном стеклоочистителя
Верхний пульт (рис. 12.5). На пульте размещены указате-
ли двигательных систем, указатели и элементы управления пожар-
ными и топливными системами. Задняя часть пульта является рас-
пределительным устройством переменного тока.
Передняя, средняя и задняя части пульта могут быть поверну-
ты для доступа внутрь пульта к приборам и электромонтажам.
РАБОЧЕЕ МЕСТО ШТУРМАНА
Рабочее место штурмана (рис. 12.6) расположено у левого бор-
та кабины экипажа. Штурман сидит лицом к борту. К его оборудо-
ванию относятся: приборная доска, приборные щитки, съемный сто-
лик, приборы, установленные под столиком, электрораспредели-
тельные устройства с аппаратурой защиты сетей переменного и пос-
тоянного тока и прочее оборудование.
Приборная доска штурмана. На доске размещены ука-
затели и щитки управления навигационной, радионавигационной и
посадочно-навигационной систем. Доска может быть выдвинута на
313
Рис. 12.4. Центральный пульт пилотов:
/—панель управления двигателями, спойлерами, триммерами; 2—оградительная диафраг-
ма; 3—кран аварийного торможения; 4—панель топливной системы; 5—приставка светосиг*
нализаторов реверса; 6—штурвал управления триммерами руля высоты; 7—пульт системы
автоматического управления самолетом; в—панель управления шасси; 9—рукоятка управле-
ния закрылками
себя, а затем повернута вниз для доступа к тыльным частям прибо-
ров и монтажам. В рабочем положении доска крепится винтами, в
откинутом — доску поддерживают кроме специальных фиксаторов
в направляющих два упорных ремня.
Верхний приборный щиток. На щитке находятся пуль-
ты управления радиокомпасом и системой ближней навигации,
блок программы посадки из системы навигационного вычислителя,
коррекционный механизм точной курсовой системы, приборы конт-
роля энергетики 36 В, приборы освещения и выключатель преобра-
зователя трехфазного тока 36 В. В рабочем положении щиток кре-
пится винтовыми замками. Щиток поворачивается вниз для досту-
па к монтажам.
Правый приборный щиток. На щитке установлены:
пульт управления переговорного устройства, пульт контроля и уп-
равления радиолокатором, пульт посадочно-навигационной системы
и другие.
Левый приборный щиток. На щитке размещены блоки
точной курсовой системы и пульт управления доплеровским изме-
рителем скорости.
Приборы, расположенные под столиком штур-
мана. Под столиком размещены блоки преобразования воздуш-
314
2
Рис. 12.5. Верхний пульт пилотов:
1—передняя часть верхнего пульта с приборами контроля работы двигателей; 2—средняя
часть верхнего пульта с приборами контроля работы и элементами управления противопо-
жарной и топливной систем; 3—приборы контроля топливной системы (приборы топливоме-
ра); 4—часы; 5—удерживающий ремень; 6—внутренний трубчатый каркас; 7—откидывающая-
ся передняя часть пульта
ных сигналов системы СВС, блоки коммутации автомата углов ата-
ки и перегрузок, коррекционный механизм точной курсовой систе-
мы, блоки посадочно-навигационной системы и кислородные прибо-
ры штурмана и лоцмана-штурмана.
Над верхним приборным щитком установлены кассеты попра-
вочных таблиц и графиков, необходимых штурману для навигаци-
онных расчетов во время полета.
РАБОЧЕЕ МЕСТО РАДИСТА
Рабочее место радиста (рис. 12.7) расположено у правого борта
кабины экипажа. Радист сидит лицом к борту. К его оборудованию
относятся: столик с телеграфным ключом; панель управления ра-
диоаппаратурой; щиток контроля энергетики; электрораспредели-
тельные устройства с аппаратурой защиты сетей переменного и пос-
тоянного тока; приборы, размешенные под столиком радиста.
315
Рис. 12.6. Рабочее место штурмана:
/—кресло штурмана; 2—откидное сиденье лоцмана; <3—карман для документов; 4—распреде-
лительное устройство переменного тока; 5—абонентский аппарат лоцмана; 6—левый прибор-
ный щиток с блоками точной курсовой системы и переключателями управления доплеров-
ским измерителем скорости; 7—центральное распределительное устройство постоянного тока;
8—верхний щиток с приборами и пультами пилотажно-навигационных систем; 9—насадок
индивидуальной вентиляции; 10—кассеты поправочных таблиц; //—приборная доска с при-
борами и щитками пилотажно-навигационных систем; 12—правый приборный щиток с або-
нентским аппаратом штурмана, приборами и пультами радиолокатора и посадочно-навига-
ционной системы; 13—штора; 14—индикатор радиолокационной станции; /5—оборудование-
пилотажно-навигациоиных систем; 16—ножная тангеита
Панель управления радиоаппаратурой. На пане-
ли расположены щитки управления радиостанциями, абонентский
аппарат радиста, панель сигнализации открытых люков. На правой
стороне панели установлены абонентский аппарат лоцмана-радис-
та и штеккер для подключения его микрофона.
Щиток контроля энергетики. На щитке размещены
приборы контроля электрических параметров, светосигнализаторы,
выключатели и переключатели управления электроснабжением.
Щиток откидывается на петлях вниз.
Приборы, размещенные под столиком радиста.
Под столиком размещены: усилители и распределительная коробка
переговорного устройства, кислородный прибор бортинженера,
лампа «мышка», ящик с запасными лампами, розетка для перенос-
ной лампы и кислородный прибор радиста.
316
9
Рис. 12.7. Рабочее место радиста:
1—кресло радиста: 2—ящик для хранения полетной документации; 3— оборудование радиосис-
тем; 4—кислородный прибор бортинженера; 5—правый пульт летчика; 6—абонентский аппа-
рат радиста; 7—панель сигнализации открытых люков; 8—шторка; 9—щиток контроля энер-
гетики; 10—центральное распределительное устройство постоянного тока; 11—абонентский
аппарат лоцмана; 12—микрофон радиста; 13— распределительное устройство переменного
тока; 14—телеграфный ключ; 15—кислородный прибор радиста; 16—откидное кресло лоцмана
ПРИБОРЫ ИЗМЕРЕНИЯ СКОРОСТИ И ВЫСОТЫ ПОЛЕТА
Указатель высоты УВИД-3 0-15к является электромеханическим
прибором, преобразующим изменение барометрического давления воздуха с вы-
сотой в отклонение стрелки и барабанов цифрового счетчика на угол, пропорци-
ональный высоте полета.
Ввод значения давления воздуха на уровне земли производится вручную с
помощью специальной ручки «р0» на передней панели указателя.
Диапазон измерения высот — от 0 до 15000 м.
Вариометр В А Р-3 0 М К со шкалой ±30 м/с предназначен для измере-
ния вертикальной скорости самолета, т. е. скорости подъема и спуска, что поз-
воляет его использовать и как индикатор горизонтального полета. В таком
случае при пилотировании самолета стрелка должна находиться на нуле.
На самолете с герметичной кабиной вариометр также может применяться
для контроля постоянства давления в кабине. В этом случае входной штуцер
вариометра оставляют открытым для проникновения в корпус кабинного давле-
ния, изменение которого будет отклонять стрелку от нуля, показывая увеличе-
ние или уменьшение давления в кабине в единицах так называемой условной
высоты.
317
Указатель числа М МС-1К предназначен для измерения числа М
и выдачи электрического сигнала, когда полетное число М достигает определен-
ной установленной величины. Светосигнальное табло «Превышение М» установ-
лено на приборной панели левого пилота.
Принцип действия прибора основан на измерении скоростного напора (раз-
ности между полным и статическим давлениями) и статического давления.
Скоростной напор в приборе измеряется при помощи манометрической коробки,
а статическое давленеи — при помощи анероидной коробки. Обе коробки и ме-
ханизм прибора помещены в герметичный корпус, полость которого через шту-
цер соединяется с проводкой приемника статического давления. Полость мано-
метрической коробки через второй штуцер соединяется с проводкой приемника
полного воздушного давления.
Диапазон измерения числа М — от 0,5 до 1,0.
Вариометр В А Р-75 М>К со шкалой ±75 м/с предназначен для
измерения вертикальной скорости самолета и устанавливается на самолете Ил-62
как резервный вариометр, а также на случай аварийного снижения самолета с
вертикальной скоростью, превышающей 30 м/с.
Указатель скорости К У С-7 3 0/1 1 0 0. Указатель скорости измеря-
ет разность между полным и статическим давлением воздуха в полете (прибор-
ная скорость) и вводит методическую поправку на плотность воздушной среды
(истинная воздушная скорость). Прибор двухстрелочный и двухшкальный. По
большой окружности расположена шкала приборной скорости, по малой окруж-
ности — шкала истинной воздушной скорости.
С подъемом на высоту истинная воздушная скорость превышает прибор-
ную и стрелки расходятся, образуя «вилку».
Диапазон измерения приборной скорости — от 50 до 700 км/ч.
Диапазон измерения истинной воздушной скорости — от 400 до 1100 км/ч
при высоте полета до 15000 м и изменении приборной скорости от 200 до
730 км, ч.
Высотомер двухстрелочный ВМ-15. Указатель высоты является
механическим прибором, преобразующим изменение барометрического давления
воздуха с высотой с помощью анероидной коробки, помещенной в герметичный
корпус, полость которого через штуцер соединяется с проводкой приемника ста-
тического давления.
Прибор двухстрелочный и двухшкальный. По большой окружности длинная
стрелка показывает высоту в метрах, один ее оборот соответствует 1000 м.
Малая стрелка показывает высоту в километрах, один ее оборот по малой шка-
ле соответствует высоте 20 км.
Установка стрелок на нуль при взлете, а также введение давления. «760 мм
рт. ст. на эшелоне» и давления аэродрома при посадке на шкале «Давление в
мм рт. ст.», производятся вручную с помощью кремальеры.
Указатель скорости У С-И. Указатель приборной скорости с индек-
сом задаваемых значений обеспечивает:
измерение и индикацию текущей приборной скорости полета самолета;
индикацию задаваемых скоростей с помощью индекса;
выдачу электросигнала в функции разности между текущей и заданной
приборными скоростями;
слежение индекса за показаниями стрелки приборной скорости в режиме
согласования.
Текущее значение приборной скорости вычисляется па основе ее функцио-
нальной связи с динамическим давлением набегающего потока. Заданное зна-
чение приборной скорости индицируется с помощью сервопривода.
Прибор имеет герметичный корпус, в котором размещены чувствительные
элементы и счетно-решающее устройство, преобразующее поступательное дви-
жение жестких центров манометрических коробок в угловое перемещение инди-
каторной стрелки. Для индикации заданных значений приборной скорости на
лицевой части прибора имеется индекс.
В корпусе прибора также размещены: двигатель-генератор ДГ-0.5ТВ, сину-
сно-косинусный трансформатор СКТ-225-1Д и бесконтактный синусно-косинус-
ный трансформатор БСК.Т-232-1, с помощью которых производится управление
положением индекса.
318
Прибор имеет электросвязь с автоматом тяги АТ-4.
Диапазон измерений приборной скорости от 150 до 1000 км/ч.
Прибор УС-И устанавливается на приборной доске пилотов, оборудован-
ной аппаратурой посадки по II категории.
АВТОНОМНЫЕ ПРИБОРЫ
Под термином «Автономные приборы» понимаются приборы, не связанные
ни с одной самолетной системой (за исключением подвода электропитания) и
не имеющие общих источников сигналов ни с одним другим прибором.
Магнитный компас КИ-ГЗк служит для определения магнитного
курса самолета. Шкала компаса равномерная с ценой деления 5° и оцифровкой
через ЗСГ (3, 6, 9, 12, 15, Ю, 21, 24, 27, 30, 33 и С).
Два основных курса «Север» и «Юг» отмечены буквами соответственно
«С» и «Ю».
Посередине окна прибора, по вертикали, нанесена белой эмалью курсовая
нить. Для устранения полукруговой девиации в нижней части корпуса имеется
девиационное устройство.
Часы АЧ С-1 предназначены для:
измерения текущего времени в часах и минутах по большой шкале цифер-
блата;
измерения времени палета в часах и минутах по верхней малой шкале;
измерения в минутах и секундах промежутков времени до одного часа по
Нижней малой шкале.
Полный завод часовой пружины обеспечивает работу механизма в течение
двух суток. Завод производится левой головкой. .
Включение механизма часов производится:
для отсчета времени полета нажатием на левую заводную головку; для ос-
тановки —повторением нажатия. Для возвращения стрелок в нулевое положе-
ние— нажатием в третий раз;
для пуска секундомера — нажатием на правую головку; для остановки —
повторением нажатия. Для временной остановки секундомера необходимо по-
вернуть правую головку по часовой стрелке, а для пуска против часовой, для-
вывода в нулевое положение — нажать в третий раз;
для перевода часовой и минутной стрелок необходимо предварительно вы-
ключить механизмы времени полета и секундомера. Перевод производится вы-
тянутой левой головкой.
Термометр наружного воздуха Т И В-1 5 предназначен для дис-
танционного измерения «температуры торможения» наружного воздуха. Он сос-
тоит из указателя и приемника, работающих от постоянного тока напряжением
27 В. Положение стрелки указателя зависит от температуры, воспринимаемой
теплочувствительным элементом, расположенным в узком сечении приемника.
Таким образом, термометр ТНВ-15 показывает истинную температуру наруж-
ного воздуха только на стоянке самолета: в полете термометр определяет «тем-
пературу торможения» воздуха.
Рабочий диапазон измерения температуры — от —40 до 4-130°С.
Указатель поворота Э У П-53 М. Электрический указатель поворота
с питанием 27 В представляет собой гироскопический прибор, предназначенный
для контроля выполнения разворота самолета вокруг вертикальной оси с креном
до 45° при скорости полета 500 км/ч.
Прибор сочетает в себе указатель поворота — стрелку и указатель сколь-
жения — шарик в жидкости.
Работа прибора основана на использовании свойства гироскопа с двумя
степенями свободы совмещать ось собственного вращения с осью вынужденного
вращения.
Отклонение стрелки относительно нулевой отметки шкалы вправо соответ-
ствует правому развороту, влево—левому. На циферблате шкалы имеются три
деления влево и вправо с оцифровкой крайних 45°. Первое, второе и третье деле-
ния показывают разворот самолета с кренами 15°, 30° и 45° при скоростях по-
лета 500' км/ч.
319*
Чувствительным элементом указателя скольжения является шарик, переме-
щающийся в жидкости внутри стеклянной трубки. Отклонение шарика вправо
и влево от среднего положения указывает на соответствующее скольжение
самолета.
Показания указателя поворота в сочетании с показаниями вариометра да-
ют возможность определить положение самолета в пространстве и косвенно
дублируют имеющиеся на приборной доске пилотов авиагоризонты.
ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ СИЛОВОЙ установки
Указатель угла поворота рычага управления двигате-
лем ИПЗЗ-01 (ИПЗЗ-02). Действие прибора основано на свойстве системы
сельсинов дистанционно управлять перемещением стрелки указателя (сельсина-
приемника) при изменении угла отклонения ротора сельсина-датчика.
Указатель ИПЗЗ-01 (-02)—двухстрелочный сдвоенный с двумя самостоя-
тельными идентичными следящими системами, электрически связанными со сво-
ими датчиками ДС-11. Каждая система состоит из статора, ротора, редуктора и
двигателя. Ротор жестко связан с осью; полая ось одной системы надевается на
ось другой системы; оси опираются на подшипники. На концах осей размеща-
ются стрелки с цифрами, соответствующими номеру двигателя («1» и «2» для
указателя ИПЗЗ-01; «3» и «4» для указателя ИПЗЗ-02).
Дистанционный магнитоиндукционный тахометр ИТ Э-2Т
предназначен для непрерывного дистанционного измерения угловой скорости
вращения главного вала двигателя, выраженной в процентах от его
максимальной частоты вращения. Комплект тахометра состоит из двух датчи-
ков ДТЭ-5Т и двух стрелочных измерителей ИТЭ-2Т.
Измеритель ИТЭ-2Т состоит из двух одинаковых узлов, смонтированных в
одном корпусе. В каждый узел входит синхронный двигатель и механизм изме-
рителя. Чувствительный элемент механизма измерителя припаян к нижнему кон-
цу оси, которая через зубчатую передачу передает движение на концентрично
расположенные втулку и ось с насаженными на них стрелками. Стрелки имеют
индексы «1» и «2» («1» для частоты вращения НД, «2» для частоты воащения
ВД).
Электрический индуктивный моторный индикатор
Э М И-3 Р Т И С предназначен для дистанционного контроля избыточного дав-
ления топлива, давления масла и температуры масла в системах двигателя.
Комплект ЭМИ-ЗРТИС для одного двигателя состоит из:
трехстрелочного указателя УИЗ-З;
датчика давления топлива перед форсунками ИДТ-ЮОс;
датчика давления масла в двигателе ИДТ-8с;
датчика температуры масла П-1ТР.
Трехстрелочный указатель УИЗ-З объединяет в одном корпусе три измери-
тельных прибора — манометр давления топлива, манометр давления масла и тер-
мометр масла. В каждый прибор входит логометр, стрелка и шкала. На ци-
ферблате указателя нанесены три шкалы:
верхняя—шкала давления топлива с диапазоном измерения от 0 до
100 кгс/см2;
левая — шкала давления масла с диапазоном измерения от 0 до 8 кгс/см2;
правая — шкала температуры масла с диапазоном измерения от —50 до
+ 150°С.
Указатель виброскорости И В-2 0 0 является микроамперметром
магнитоэлектрической системы и предназначен для отсчета скорости вибрации
двигателя. Шкала прибора отградуирована в единицах виброскорости от 0 до
100 мм/с. Принцип действия прибора основан па взаимодействии магнитного по-
тока неподвижного постоянного магнита и тока в рамке, помещенной в поле
магнита. Рамка поворачивается вместе с жестко укрепленной на ней стрелкой.
С увеличением силы тока, проходящего в рамке, растет угол отклонения стрел-
ки прибора. Отсчет показаний производится при загорании светосигнального
табло «Повышенная вибрация».
320
Расходомер топлива РТМСВ-7-25А. Действие расходомера осно-
вано на измерении скорости вращения крыльчатки, приводимой в движение
протекающим топливом.
Скорость вращения крыльчатки пропорциональна часовому расходу, а час-
тота вращения крыльчатки — количеству протекающего через датчик топлива
в объемных единицах.
Обороты крыльчатки преобразуются в электрические импульсы, передава-
емые промежуточными элементами схемы на показывающий двухстрелочный и
двухшкальный прибор. Большая стрелка и внешняя шкала прибора показывают
часовой расход топлива в кг/ч, а малая стрелка и внутренняя шкала показыва-
ют запас топлива в баке в кг. Электрический импульс часового расхода топли-
ва поступает также для регистрации его в системе МСРП-12.
Шкала часового расхода имеет предел измерения от 600 до 7000 кг/ч.
Шкала количества топлива (запаса) — 25000 кг.
Двухстрелочный масломер М Э С-2 2 4 7. Двухстрелочный элек-
трический рычажно-поплавковый масломер предназначен для измерения коли-
чества масла в каждом баке и сигнализации минимального остатка масла.
Комплект состоит из указателя ЛД-49 и двух датчиков ДТПР.
Один указатель обслуживает два двигателя.
Принцип действия масломера основан на изменении сопротивления электро-
цепи реостатных датчиков рычажно-поплавкового типа в зависимости от уров-
ня масла в бакс. Каждому положению реостата датчика соответствует опреде-
ленное положение логометра указателя.
В корпусе указателя ЛД-49 смонтированы два независимых друг от дру-
га люгометра. На циферблатах прибора имеются две шкалы, отградуированные
в литрах. Предел измерения от 0 до 35 л.
Манометр индуктивный дистанционный двухстрелоч-
н ы й 2ДИМ-4 состоит из указателя УИ-2-4 и двух датчиков ИД-4.
Указатель состоит из ферродинамического логометра с подвижной рамкой.
С рамкой жестко связана стрелка прибора.
Чувствительный элемент датчика при деформации смещает якорь, который
изменяет индуктивность катушек, электрически связанных с рамкой указателя.
Каждому положению якоря датчика соответствует определенное положение
стрелки указателя на шкале. Шкала отградуирована в кгс/см2.
Манометр используется для замера давления топлива за подкачивающим
насосом. Один двухшкальный прибор измеряет давление на двух насосах.
Термометр выходящих газов двигателя УТ-7 А входит в
комплект аппаратуры измерения температуры выходящих газов двигателя, со-
стоящей из указателя, хромель-алюмелевых термопар, переходной колодки
ПК-9Б и сдвоенного усилителя 2УЭ-6В.
Принцип работы аппаратуры основан на компенсационном методе измере-
ния ТЭДС термопары. Встречно с ТЭДС термопары включено компенсирующее
напряжение схемы сравнения, величина которого однозначно зависит от поло-
жения токосъемника потенциометра схемы сравнения. Разность ТЭДС и ком-
пенсирующего напряжения преобразуется, усиливается и подается на ревер-
сивный двигатель отработки, перемещающий токосъемник потенциометра до тех
пор, пока компенсирующее напряжение не будет равно измеряемой ТЭДС. Та-
ким образом, каждому значению измеряемой ТЭДС, а следовательно, и темпе-
ратуры, соответствует определенное положение токосъемника потенциометра.
С токосъемником потенциометра механически связаны стрелки прибора, поло-
жение которых на шкале соответствует измеряемой температуре.
На циферблате указателя имеются две шкалы:
большая — для грубого отсчета с пределами измерения 0—1200° С и це-
ной деления 50°С;
малая — для точного отсчета с пределами измерения 0—100°С и ценой де-
ления 5°С.
ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ ТУРБОАГРЕГАТА
Тахо сигнальная аппаратура ТСА-6. В комплект аппаратуры
ТСА-6 входят указатель ИТА-6 и датчик ДТЭ-1, установленный на турбоагрега-
те ТА-6. Магнитоиндукционный тахометр предназначен для непрерывного дис-
321
танционного измерения угловой скорости вращения вала турбоагрегата, выра-
женной в процентах от его максимальной частоты вращения. Диапазон шкалы
-от 0 до 110 %.
Кроме того, тахометр выдает четыре сигнала в схему дистанционного элек-
трического управления турбоагрегатом, соответствующих частоте вращения ва-
ла — 45, 70, 85 и 105%.
Принцип работы указателя ИТА-6 аналогичен магнитоиндукционному тахо-
метру ИТЭ-2Т, описанному выше.
Термометр выхлопных газов ТСТ-2. Прибор измеряет осреднен-
ную температуру выходящих газов турбоагрегата на земле и в условиях поле-
та. На измеритель ТСТ-2 поступает сигнал от термопар Т-80, находящихся не-
посредственно в газовом потоке. ТЭДС термопар взаимодействует с рамкой мил-
ливольтметра измерителя.
Диапазон измерения — от 0 до 900°С.
Рабочий диапазон измерения — от 600 до 800°С.
Термометр масла турбоагрегата ТУЭ-4 8 (см. в следующем
разделе).
Манометр индуктивный ДИМ-15 состоит из указателя УИ1-15
и датчика ИДТ-15.
Указатель состоит из ферромагнитного логометра и подвижной рамки, несу-
щей указательную стрелку.
Изменение давления, воспринимаемое чувствительным элементом (якорем)
датчика, передается на электрически связанный логометр указателя. Каждому
положению якоря датчика соответствует определенное положение стрелки ука-
зателя на шкале. Шкала отградуирована в кгс/см2.
Манометр установлен в системе запуска двигателей.
ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ СПУТ1-8ДТ
Приборы топливомера СПУТ1-8ДТ измеряют запас топлива в баках № 1,2,
3, 4, 5 лев., 5 прав., 6 и расходных секциях, суммарный запас топлива на само-
лете, запас топлива в каждом баке и сигнализируют об остатке топлива.
Принцип действия измерительной части основан на измерении электричес-
кой емкости датчика-конденсатора, меняющейся при изменении количества топ-
лива в баках. Измерение электрической емкости датчика производится при по-
мощи самоуравновешивающегося моста переменного тока, одним плечом кото-
рого является емкость датчика.
Отсчет данного запаса топлива производится по шкале показывающего
прибора, отградуированного в кг.
В комплект топливомера входят следующие указатели: указатель топлива
в баках № 1 и 2 — 2ППТ2-2; указатель топлива в баках № 3 и 4 — 2ППТ2-3;
два указателя топлива в баках № 5 лев. и 5 прав. — ППТ2-1; указатель топли-
ва в баке № 6 и суммарного запаса топлива во всех баках — 2ППТ2-1; пере-
ключатель топливомера — ПГАЗ-I; семь указателей топлива на щитках заправ-
ки — ППТ1 -1'1 А, ППТ1-42, ППТМЗ.
ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ
ВОЗДУХА И РЕГУЛИРОВАНИЯ ДАВЛЕНИЯ
Указатель расходомера воздуха компенсированный
УРВК-18К 2 сер. предназначен для измерения в условных единицах коли-
чества воздуха, поступающего в герметичную кабину самолета.
Сигналы к указателю расходомера воздуха поступают с датчика регулято-
ра весовой подачи воздуха, с которым указатель соединяется трубопроводами.
Термометр воздуха ТВ-11 со шкалой —60 .. .+70°С предназначен
для измерения температуры воздуха в системе подачи воздуха в кабину и со-
стоит из трех приемников температуры П-1 и измерителя ТВ-1.
Принцип действия термометра основан на том, что при изменении темпера-
туры воздуха окружающей среды изменяется сопротивление чувствительных
элементов приемников, включенных в плечо моста измерителя, которое вызывает
322
перераспределение токов в рамках логометра и приводит в новое положение
подвижную систему.
Термометр универсальный электрический ТУЭ-4 8 со шка-
лой —5О...-Н15О°С предназначен для дистанционного измерения температуры
воздуха в трубопроводах. Комплект термометра состоит из измерителя темпе-
ратуры ТУЭ-48 и приемника температуры П-1.
Принцип действия термометра основан на изменении сопротивления тепло-
чувствительного элемента приемника при изменении температуры окружающего
его воздуха.
Термометр воздуха ТВ-19. Дистанционный электрический термо-
метр со шкалой —6О...+7О°С предназначен для измерения осреднснной тем-
пературы воздуха в кабине экипажа и в пассажирских салонах.
Комплект дистанционного электрического термометра состоит из указателя
температуры ТВ-1 и трех приемников температуры tl-9.
Принцип действия термометра ТВ-19 такой же, что и термометра ТВ-11.
Указатель высоты и перепада давлений У В П Д-5-0,8-В Б
предназначен для измерения «высоты» в кабине и перепада давлений между
герметичной кабиной и атмосферой.
Указатель — комбинированный прибор, состоящий из указателя «высоты»
в кабине и указателя перепада давлений, смонтированных в одном корпусе.
Изменение давления отражается на положении мембран анероидной короб-
ки и мембран манометрического блока коробок, которые через систему механиз-
мов связаны с соответствующими стрелками: стрелки, отклоняясь, указывают
«высоту» в кабине (км) и перепад давлений (кгс/см2).
Диапазон измерения «высоты» в кабине — 0-—5 км.
Диапазон измерения перепада давлений — от 0,06 до zp0,75 кгс/см2.
Манометр МВУ-100 предназначен для измерения давления азота,
хранящегося в баллоне для принудительной разгерметизации кабины.
Манометр представляет собой однострелочный прибор пружинного типа, в
котором измеряемое давление уравновешивается силой упругой деформации од-
новитковой трубчатой пружины плоскоовального сечения.
Диапазон измерения от 0 до 100 кгс/см2.
ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ РАБОТЫ
КИСЛОРОДНОЙ СИСТЕМЫ
Манометр МК-13 М предназначен для измерения давления кислорода
в стационарной системе. Он имеет круговую шкалу для измерения давления до
50 кгс/см2. На корпусе манометра находится штуцер для подсоединения тру-
бопровода.
Индикатор ИП предназначен для сигнализации о подаче кислорода
через кислородный прибор в дыхательную маску.
В шкале прибора имеются две створки, которые расходятся при поступ-
лении кислорода.
На корпусе прибора имеется штуцер для подсоединения трубопровода.
ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ
ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНОЙ СИСТЕМЫ
Указатель обледенения И-32 выдает информацию экипажу об
интенсивности обледенения и представляет собой магнитоэлектрический милли-
вольтметр.
Диапазон измерения интенсивности обледенения — от 0,1 до 5 мм/мин.
Измеритель температуры воздуха 2 Т У Э-4 7 7 к. Прибор
представляет собой температурный двухстрелочный индикатор, работающий с
двумя электрическими приемниками температуры (один приемник установлен
в носовой части ОЧК правого крыла, второй — в правой носовой части стаби-
лизатора) .
323
Измеритель состоит из двух унифицированных логометров и катушек сопро-
тивления мостовой схемы, установленных на общем основании, помещенном в
корпус прибора, и работает в диапазоне температур от +50 до +300° С с ра-
бочим диапазоном от +100 до +250° С; цена деления 10° С.
ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ ГИДРОГАЗОВОЙ СИСТЕМЫ
Манометры индуктивные МИ-8, МИ-8 0, МИ-10 0, МИ-2 4 0
предназначены для измерения давления в линиях системы.
Комплект каждого манометра состоит из указателя типа УМ1 и датчика
типа ИД.
Указатель состоит из ферродинамического логометра с подвижной рамкой.
С рамкой жестко связана стрелка прибора.
Чувствительный элемент датчика при деформации смещает якорь, который
изменяет индуктивность катушек, электрически связанных с рамкой указателя.
Каждому положению якоря датчика соответствует определенное положение
стрелки указателя на шкале. Шкала отградуирована в кгс/см2.
ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ ПОЛОЖЕНИЯ ШАССИ,
РУЛЕВЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ
И МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА
Указатель положения передней опоры шасси УП21-0 4.
Комплект состоит из указателя ИП21-04 и датчика ДС-10. Работа указателя
основана на использовании бесконтактной дистанционной передачи, состоящей
из сельсина-датчика ДС-10 и сельсина-приемника в указателе УП21-04.
Питание одновременно подается на обмотки датчика и указателя, в кото-
рых создается пульсирующий магнитный поток. При уборке и выпуске передней
опоры шасси, связанный с ней выходной валик датчика поворачивает его ро-
тор, который, меняя свое положение, наводит в обмотках статора датчика
ЭДС, отличающуюся по величине от ЭДС статора указателя, так как роторы
занимают различные положения. Это приводит к возникновению в статорных
обмотках токов, взаимодействие которых с магнитным потоком обоих роторов
создает вращающий момент, стремящийся установить роторы датчика и- указа-
теля в согласованное положение. Положение ротора датчика зафиксировано
опорой шасси, с которой он связан тягой. Поэтому под действием электромаг-
нитного момента повернется только ротор указателя, на котором закреплена
стрелка, показывающая на шкале 90°, когда опора убрана, и 0°, когда опора
выпущена, или любое промежуточное положение, в котором остановилась опо-
ра шасси.
Указатель положения основных опор шасси У П-3 2-0 3.
Комплект состоит из двухстрелочного указателя ИП-32-03 и двух датчиков
ДС-10.
Циферблат указателя имеет две шкалы: для левой и правой основных опор
шасси..
Работу указателя с датчиком смотрите в описании указателя УП21-04.
Указатель положения интерцепторов УП-32-02. Комплект
состоит из двухстрелочного указателя ИП-312-02 и двух датчиков ДС-1'0.
Циферблат указателя имеет две шкалы: левую, показывающую положение
четырех секций интерцепторов на левой половине крыла, и правую, показываю-
щую положение четырех секций интерцепторов на правой половине крыла.
Работу указателя с датчиками смотрите в описании указателя УП21-04, при
этом следует иметь в виду, что валики роторов датчиков ДС-10 соединены тя-
гами с трансмиссиями, отклоняющими интерцепторы.
Указатель положения руля высоты и триммеров
УП3 2-15. Комплект состоит из двухстрелочного указателя ИП32-15 и двух
датчиков ДС-10.
Циферблат указателя имеет две шкалы: левую, показывающую положение
РВ, и правую, показывающую положение триммеров.
324
Работу указателя с датчиками смотрите в описании указателя УП21-04,
при этом следует иметь в виду, что валики роторов датчиков ДС-10 соединены
тягами соответственно с управлением РВ и триммеров.
Указатель положения стабилизатора У П 3 3-0 3. Комплект
состоит из двухстрелочного указателя ИПЗЗ-ОЗ и двух датчиков ДС-10.
Работа комплекта основана на принципе дистанционной электропередачи на
сельсинах, работающих в трансформаторном режиме, аналогично схеме описан-
ного выше указателя УП21-04.
Концентрическая шкала указателя в градусах от -[-2° до —12° и две стрелки
с цифрами «1» и «2» показывают положение стабилизатора. Два датчика и две
стрелки гарантируют резервирование контроля положения стабилизатора.
Указатель положения закрылков УПЗ'2-01. Комплект состоит
из двухстрелочпого указателя ИП32-01 и двух датчиков ДС-10.
Циферблат указателя имеет две шкалы: левую — для отсчета положения
закрылка на левой половине крыла, и правую — для отсчета положения закрыл-
ка на правой половине крыла.
При убранном положении закрылков стрелки стоят на отметках «0». Движе*
ние стрелок вниз контролирует величину угла выпуска закрылков в градусах.
ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ РАБОТЫ СИСТЕМЫ
ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ ДЛЯ ПЕРЕМЕННОГО ТОКА
Амперметр АФ 1-1,5 0. Ферродинамический амперметр, который ра-
ботает в комплекте с тремя трансформаторами тока ТФ1-75, 150/1, служит для
измерения величины тока нагрузки генератора. Амперметр измеряет силу пере-
менного тока напряжением не выше 250 В, частотой от 350 до 1200 Гц в преде-
лах 0—150 А. Рабочая часть шкалы 45—150 А, цена деления 5 А. Основная
погрешность не превышает ±2% от верхнего предела измерения шкалы. По-
требляемая мощность не более 2,5 ВА.
Вольтметр ВФ 0,4-250. Ферродинамический вольтметр измеряет напря-
жение переменного тока в пределах 0—250 В. Рабочая часть шкалы 100—250 В,
цена деления 10 В. Погрешность вольтметра в рабочей части шкалы не превы-
шает ±2% от верхнего предела измерения; по всей шкале погрешность не пре-
вышает ±3,5°/о от верхнего предела измерения. Потребляемая мощность не пре-
вышает 4,5 ВА.
Вольтметр ВФ 0,4-4 5. Ферродинамический вольтметр измеряет напря-
жение па шинах 36 В и напряжение преобразователя ПТ-125Ц-Зс. Щкала вольт-
метра 0—45 В, рабочая часть шкалы 18—45 В, цена деления 1,0 В.
Частотомер ЧФ4-2. Ферродинамический частотомер служит для изме-
рения частоты переменного тока генератора напряжением 200 В и частотой
350—450 Гц.
Мощность, потребляемая частотомером, не более 3 ВА.
ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ РАБОТЫ СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ
ДЛЯ ПОСТОЯННОГО ТОКА
Амперметр А1 с шунтом III 1 имеет диапазон измерения 40—0—400 А
и контролирует силу тока трансформаторно-выпрямительного блока БТВ-6Б.
Амперметр А2с шунтом Ш2 имеет диапазон измерения 50—0—500 А
и контролирует силу тока «Зарядки — Разрядки» аккумуляторной батареи.
Амперметр АЗ с шунтом ШЗ имеет диапазон измерения 100—0—1000 А
и контролирует ток нагрузки генератора ГСЧ2ТО.
Вольтметр В1 с диапазоном измерения 0—30 В контролирует напря-
жение на клеммах выпрямителей, что соответствует напряжению на шинах ЦРУ
постоянного тока, напряжение на шинах РУ, напряжение источников аэродром-
ного питания и генератора ВСУ. Работает в комплекте с галетным переключа-
телем.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Глава 1. Гидрогазовая система............................................ 3
Общие сведения......................................................... 3
Источники давления основной гидросистемы .............................. 7
Источники давления аварийной гидросистемы ............................ 11
Источники давления аварийной системы тормозов ........................ 12
Агрегаты гидрогазовой системы......................................... 13
Гидробак............................................................ 13
Гидроаккумулятор.................................................... ,14
Насос НП25-5........................................................ 14
Автомат разгрузки насоса ГА121М-3................................... 16
Насосная станция НС41............................................... 18
Автомат давления ГА168-00-1 20
Глава 2. Системы жизнеобеспечения....................................... 21
Общие сведения........................................................ 21
Система кондиционирования воздуха..................................... 21
Линия отбора воздуха................................................ 30
Подсистемы подачи воздуха........................................... 33
Отопительные линии ................................................. 37
Линия вентиляции.................................................... 41
Линия обдува смотровых стекол....................................... 42
Линия наддува и продува радиоаппаратуры............................. 43
Линия обогрева турбоагрегата ТА-6 и бортовых штуцеров задних
туалетов........................................................... 44
Наземный обогрев и охлаждение герметичной кабины.................... 45
Система регулирования давления ....................................... 48
Автоматическое регулирование давления .............................. 53
Защита герметичной кабины от разгерметизации и перенаддува . . 56
Принудительная разгерметизация кабины ............................. 60
Теплозвукоизоляция самолета .......................................... 62
Кислородная система .................................................. 66
Стационарная система питания кислородом ............................ 69
Переносная система питания кислородом ............................. 73
Зарядка кислородной системы........................................ 74
Глава 3. Противообледенительная система................................. 75
Общие сведения....................................................... 75
Обнаружение обледенения самолета...................................... 80
Воздушно-тепловые противообледенители................................. 83
Электрообогреваемые противообледенители ............................. 95
Глава 4. Система водоснабжения и канализации........................... 98
Общие сведения....................................................... 98
Система водоснабжения................................................ 98
Система канализации.................................................. 10'0
Сливные баки........................................................ 101
Сливная горловина .................................................. 101
Балластная система ................................................... 103
Глава 5. Аварийно-спасательное оборудование............................. 106
326
Стр.
Глава 6. Пожарное оборудование самолета.............................. 112
Общие сведения..................................................... 112
Конструктивные противопожарные мероприятия......................... 112
Системы сигнализации о возникновении пожара, перегреве и появле-
нии дыма........................................................... 115
Системы тушения пожара............................................. 119
Система нейтрального газа центропланного топливного бака № 6 . . 125
Глава 7. Оборудование кабины экипажа, пассажирских салонов и слу-
жебных помещений.................................................... 128
Оборудование и отделка кабины экипажа.............................. 128
Оборудование и отделка пассажирских салонов........................ 136
Буфет-кухня.........................................'.............. 143
Задний гардероб ................................................... 148
Туалеты..................................................... 148
Передний и задний вестибюли.................................... 150
Грузовые, служебные и вспомогательные помещения................ 150
Глава 8. Электроснабжение.............................'.............. 155
Общие сведеЦия................................................. 155
Электроснабжение переменным трехфгзным током напряжением 200 В 157
Электроснабжение переменным однофазным током напряжением 115 В 165
Электроснабжение переменным трехфазным и однофазным током на-
пряжением 36 В................................................. 166
Электроснабжение переменным трехфазным и однофазным током на-
пряжением 27 В..................................................... 167
Электроснабжение постоянным током напряжением 27 В................. 168
Трансформаторно-выпрямительные блоки............................. 170
Генератор постоянного тока на ВСУ................................ 170
Аккумуляторные батареи 12САМ-28 172
Источники аэродромного питания .................................... 173
Приборы контроля системы электроснабжения переменным и постоян-
ным током......................................................... 175
Проверка работоспособности каналов системы электроснабжения пере-
менным трехфазным током с помощью пульта программированного
контроля ППК-62Б................................................... 177
Порядок контроля 1-го канала по этапам I и II.................... 180
Порядок контроля по этапу III.................................... 181
Глава 9. Радиосвязное оборудование................................... 182
Система коротковолновой радиосвязи ............................... 182
Защита коротковолновой антенны от молнии.......................... 188
Система ультракоротковолновой (УКВ) радиосвязи .................... 189
Бортовая аппаратура магнитной записи служебных переговоппя
«Марс-БМ»..........................................................191
Система переговорного устройства «Вещание»...................... 193
Средства защиты радиоприема от электропомех...................... 201
Заземление самолета .............................................. 204
Глава 10. Пилотажно-навигационное оборудование....................... 205
Общие сведения.................................................... 205
Точная курсовая система ТКС-П..................................... 206
Назначение органов управления, контроля и регулировок ............ 212
Система автоматического управления САУ-1Т-2....................... 213
Работа системы автоматического управления........................ 219
Автопилот....................................................... 219
Система триммирования................................1.......... 225
Автомат тяги.................................................... 226
Автомат перестановки стабилизатора .................. ........ 227
Демпфер рыскания................................................ 228
Назначение органов управления и контроля ...................... 230
Центральная гировертикаль ЦГВ-10П ................................ 231
327
Стр.
Автомат углов атаки и перегрузок с сигнализацией АУАСП-7кр . . 234
Автоматический радиокомпас АРК.-15М................................ 237
Назначение органов управления и контроля ........................ 240
Радиовысотомер РВ-5................................................ 241
Система воздушных сигналов СВС-ПН-15............................... 243
Назначение органов управления, контроля и регулировок .... 247
Доплеровская система ДИСС-013-С1....................................247
Навигационный вычислитель НВ-ПБ-1.................................. 252
Навигационно-посадочная аппаратура «Курс-МП-2»..................... 262
Радиотехническая система ближней навигации и посадки РСБН-7С . 271
Радиолокационная станция «Гроза-62А»............................... 275
Назначение органов управления, контроля и регулировок .... 282
Самолетные дальномеры СД-67 и СДК-67 .............................. 283
Назначение органов управления и контроля ........................ 285
Самолетный ответчик СОМ-64 ........................................ 286
Назначение органов управления, контроля и регулировок .... 290
Система регистрации режимов полета МСРП-12-96 и МСРП-64-2 . . 290
Назначение органов управления и контроля .......................... 300
Самописец КЗ-63 ................................................... 300
Глава 11. Система подвода полного и статического давлений для при-
боров и агрегатов высоты и скорости.................................. 301
Глава 12. Приборное оборудование..................................... 308
Рабочие места пилотов и бортинженера............................... 308
Рабочее место штурмана............................................. 313
Рабочее место радиста ............................................. 315
Приборы измерения скорости и высоты полета......................... 317
Автономные приборы................................................. 319
Приборы контроля силовой установки ................................ 320
Приборы контроля турбоагрегата..................................... 321
Приборы контроля топливной системы СПУТ1-8ДТ....................... 322
Приборы контроля системы кондиционирования воздуха и регулирова-
ния давления....................................................... 322
Приборы контроля работы кислородной системы.................'. . 323
Приборы контроля противообледенительной системы.................... 323
Приборы контроля гидрогазовой системы.............................. 324
Приборы контроля положения шасси, рулевых поверхностей управле-
ния самолетом и механизации крыла ................................. 324
Приборы контроля работы системы электроснабжения для переменно-
го тока............................................................ 325
Приборы контроля работы системы электроснабжения для постоянного
тока . . . . . . ....................... . . 325
Генрих Васильевич Новожилов
Дмитрий Владимирович Лещинер
Борис Николаевич Травкин
ПАССАЖИРСКИЙ САМОЛЕТ Ил-62
Часть II
Редактор Н. В. Корженевская
Технический редактор Т. С. Старых Корректоры Л. Л. Георгиевская и Л. Е. Хохлова
Сдано в набор 20.11.80.
Формат 60X90’/ie
Печать высокая.
Тираж 1000 экз.
Подписано в печать 12.03.81. Т-01373
Бумага типографская № 2 Гарнитура литературная
Усл. печ. л. 20,5 Уч.-изд. л. 24,8
Заказ 1252 Цена 1 р. 40 к.
Издательство «Машиностроение», 107076, Москва, Б-76. Стромынский пер., 4
Московская типография № 8 Согозполиграфпрома при Государственном комитете СССР
по делам издательств, полиграфии и книжной торговли. Хохловский пер., 7.