В.И.Зинченко

КОНСТРУКЦИЯ И ЭКСПЛУАТАЦИЯСАМОЛЕТА ТУ-154Б(планер, шасси, системы)

Методические разработки

Санкт-Петербург

ФЕДЕРАЛЬНАЯ АВИАЦИОННАЯ СЛУЖБА РОССИИАКАДЕМИЯ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ

НАУЧНЫЙ ЛЕТНО-МЕТОДИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС

1998

В.И.Зинченко

КОНСТРУКЦИЯ И ЭКСПЛУАТАЦИЯСАМОЛЕТА ТУ-154Б(планер, шасси, системы)

Методические разработки

Издание второе, переработанное и дополненное

ФЕДЕРАЛЬНАЯ АВИАЦИОННАЯ СЛУЖБА РОССИИАКАДЕМИЯ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ

НАУЧНЫЙ ЛЕТНО-МЕТОДИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС

Санкт-Петербург1998

Одобрено и рекомендовано к изданиюМетодическим советом Академии

КОНСТРУКЦИЯ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ САМОЛЕТА Ту-154Б (планер, шасси, системы): Методические разработки. – 2–е изд., перераб. и доп./ С.-Петербург, НЛМК, Академия ГА, 1998.

Написаны в соответствии с программой, утвержденной МГА. Изложены основные сведения о конструкции планера и систем самолета, сигнализации их работы и управления системами.

Предназначены для летного состава, переучивающегося с самолетов 3-го и 4-го классов на самолет Ту-154Б.

Ил. 52, табл. 5, библ. 3 назв.

Виктор Иванович ЗИНЧЕНКО – доцент, кандидат технических наук, кафедра "Инженерно–авиационной службы" Академии гражданской авиации.

Научный летно-методический комплексАкадемии гражданской авиации, 1998

Набор текста на компьютере выполнен А.Г.Моревой. Работа с рисунками, дизайноформление и изготовление оригинал–макета выполнены на компьютере

И.Н.Шестаковым.Общая редакция и правка автора.

Подписано к печати . .98 г. Формат бумаги 60901/16. Усл. печ. л. Уч.–изд.л. Заказ . Тираж 150.

Типография Академии гражданской авиации, ризография. 196210, С.–Петербург, ул. Пилотов, дом 38.

1. ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА И ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА

Средний магистральный самолет Ту-154 (рис. 1.1) эксплуатируется на авиалиниях страны с 1992 года. Самолет относится ко 2-му классу магистральных самолетов, скорость полета 920…935 км/ч, протяженность трасс составляет 500…5000 км. За время эксплуатации самолет совершенствовался, поэтому известны следующие модификации: Ту-154, Ту-154А, Ту-154Б (Б-1, Б-2) и Ту-154М; в настоящее время эксплуатируются две последние модификации. Совершенствованию подвергались большинство систем и агрегатов самолета: крыло (изменен материал и толщина обшивки), механизация крыла, шасси, фюзеляж (произведена перекомпоновка и изменена конфигурация хвостовой части), управление, система кондиционирования воздуха, оборудование, дважды заменялись двигатели на более совершенные.

Самолет представляет собой свободнонесущий моноплан цельнометаллической конструкции с низкорасположенным стреловидным крылом, Т-образным стреловидным оперением, трехопорным шасси, тремя турбореактивными двигателями.

Самолет может эксплуатироваться составом из четырех человек: первый пилот (командир корабля), второй пилот, штурман и бортинженер. Из состава летного экипажа может быть иключен штурман. Пассажиры размещаются в двух салонах, которые обслуживают 4 или 5 бортпроводников; в пассажирских салонах, багажных и грузовых помещениях поддерживаются условия (по температуре, давлению, составу воздуха), приемлемые для поддержания нормальной жизнедеятельности людей в течение 1 … 4 часов полета. Самолет снабжен механизацией, улучшающей взлетно-посадочные характеристики и характеристики снижения самолета: закрылками, предкрылками, интерцепторами; двигатели НК-8-2у снабжены устройствами, создающими обратную тягу (реверс тяги) на пробеге.

5

Рис. 1.1. Самолет Ту–154Б. Общий вид

В скобках указаны размеры при обжатых

шасси

Основные данные самолета

Габаритные размеры самолета, м:

размах крыла 37,55 длина самолета 47,925высота самолета 11,4

Рулежные характеристики, м:

минимальный радиус разворота (по оси внутренней опоры) 10радиус разворота по передней опоре 25

Размеры дверей и люков фюзеляжа (табл.1.1):

Таблица 1.1

Двери и люкиБорт: левый,

правыйВысота, м Ширина, м

Высота от ВПП до порога, м

Передняя дверь (входная)

лев. 1,66 0,8 3,5…3,0

Задняя входная дверь лев. 1,66 0,8 3,3…3,0Запасная дверь

(передняя)прав. 1,26 0,61 3,44…3,0

Служебная дверь (задняя)

прав. 1,26 0,61 3,34…3,0

Авар. выходы: передние задние

лев.-прав.0,91,07

0,480,48

Выход на крыло

Авар. двери (задние) лев.-прав. 1,33 0,61 3,1…3,0Люки багажников переднего заднего

прав. 0,8 1,352,175…1,82,0…1,9

Размеры багажников (табл. 1.2):

Таблица 1.2

Багажник

Ширина, м

Длина, м

Высота, м

Объем, мз Площадь пола, м2

№ 1 2,5 9,0 1,046 21,5 21,5№ 2 2,5 7,35 0,951 16,5 17,3

Максимальная нагрузка на пол багажников, кг/м2 600Загрузка багажников, кг переднего 12900

заднего 10400

Примечание. На самолете Ту-154Б имеется третий багажник, который находится в хвостовой, негерметичной части фюзеляжа (багажник № 3). Используется редко, как по атмосферным условиям, так и из-за создания грузом этого багажника задней центровки.

Массовые данные самолета, т:

Максимальная рулежная масса 98,5Максимальная взлетная масса 98,0

Максимальная посадочная масса 78,0

Максимальная коммерческая нагрузка 18,0

6

Максимальная запас топлива 39,75Масса пустого снаряженного самолета 53,6Количество пассажиров, чел 152…180Примечание. 1. На самолетах с усиленным шасси взлетная масса 100 т, максимальная

посадочная 80 т.2. Точная масса пустого снаряженного самолета указывается в формуляре и бортовом

журнале ВС.

Центровки самолета и перегрузка:

Предельно-передняя центровка на взлете, % 21Предельно-передняя центровка на посадке, % (САХ) 18Предельно-задняя центровка, % 32Центровка опрокидывания самолета на хвост, % 52,5Максимальная эксплуатационная перегрузка:

полетная, с убранной механизацией крыла 2,5с выпущенной механизацией крыла, в полете и на посадке 2,0

7

2. ПЛАНЕР САМОЛЕТА

К планеру самолета относятся крыло, фюзеляж и хвостовое оперение.

2.1. Фюзеляж

Фюзеляж представляет собой цельнометаллическую конструкцию типа полумонокок, технологически состоящую из трех основных частей: передней (до шпангоута № 19), средней (между шпангоутами № 19…№ 66) и задней, хвостовой части (от шпангоута № 66 до концевого шпангоута № 83). Диаметр средней, цилиндрической части фюзеляжа равен 3,8 м; передняя часть фюзеляжа скошена вниз для увеличения сферы обзора экипажа, задняя часть скошена вверх для увеличения угла тангажа самолета при взлете и посадке. Для поддержания внутри фюзеляжа (в пассажирских и багажных помещениях, пилотской кабине) нормальных условий по температуре и давлению при полетах самолета на больших высотах большая часть объема фюзеляжа выполнена герметичной, рис. 2.1 (компоновка варианта Ту-154М); негерметичными являются: а) носовой отсек передней части фюзеляжа до герметичного шпангоута № 4 (передняя стенка кабины экипажа), где размещена антенна радиолокатора; б) отсек, куда убирается передняя опора шасси; в) вырез под центроплан крыла; г) хвостовая часть фюзеляжа от полусферического герметичного шпангоута № 67а.

8

Герметичная часть фюзеляжа силовым полом разделена по высоте на две неравные части: а) верхнюю, где находятся пассажирские салоны, кухня, туалеты, пилотская кабина, небольшие помещения для верхней одежды и ручной клади; б) нижнюю, где находятся два багажных отсека и различные технические отсеки с оборудованием. Силовой пол не является герметичным, поэтому теплый воздух, подаваемый в верхнюю ("жилую") часть фюзеляжа для ее обогрева и восстановления запаса кислорода, уходит через отверстия в полу в подпольную часть и затем выбрасывается в атмосферу через специальные устройства (выпускные клапаны).

Входные двери для пассажиров и членов экипажа расположены с левого борта фюзеляжа, люки багажных отсеков - с правого борта, чтобы не мешать одновременной

9

А

А

1 – обтекатель РЛС;2 – фонарь кабины экипажа;3 – кабина экипажа;4 – передний вестибюль;5 – передняя входная дверь;6 – первый пассажирский салон;7 – аварийная (запасная) дверь;8 – буфетная (служебная) дверь;9 – центральный буфет–кухня;10 – задний вестибюль;11 – задняя входная дверь;12 – аварийные выходы;13 – второй пассажирский салон;14 – аварийные двери;15 – туалеты;16 – отсек выхлопной трубы;17 – отсек двигателя № 2;18 – техотсек над ВСУ;19 – отсек ВСУ;20 – люк техотсека № 5;21 – техотсек № 5;22 – техотсек № 4;23, 29 – люки для доступа в багажники;24 – люк багажника № 2;25 – багажник № 2;26 – центроплан;27 – техотсек № 3;28 – багажник № 1;30 – люк багажника № 1;31 – техотсек № 2;32 – люк техотсека № 2;33 – отсек передней опоры;34 – техотсек № 1;35 – люк техотсека № 1;36 – канал двигателя № 2;37 – отсек выхлопной трубы ВСУ;38 – ВСУ.

Рис. 2.1. Компановка фюзеляжа

А – А

погрузке (выгрузке) багажа и посадке (высадке) пассажиров. Люки для доступа в технические отсеки расположены либо в нижней, правой части фюзеляжа, либо в полу пассажирских кабин и полу переднего вестибюля (см. рис. 2.1). Для защиты герметичной части фюзеляжа от шума и утечки тепла вся его внутренняя часть покрыта теплозвукоизоляцией толщиной 3 … 6 см.

2.1.1. Передняя часть фюзеляжа

Является самостоятельным технологическим отсеком, состыковывается со средней частью через разъемный шпангоут № 19, одна стенка которого принадлежит передней, а вторая - средней части фюзеляжа. В передней части расположены: по правому борту гардероб и туалет, по левому - передний буфет.

2.1.2. Средняя часть фюзеляжа

В средней части фюзеляжа расположены первый и второй пассажирские салоны, буфет, багажные помещения (под полом), туалеты (между исп.64…66), служебное помещение и задний вестибюль. В средней части фюзеляжа между шпангоутами № 41…№ 49 имеется вырез под центроплан крыла (в подпольной части фюзеляжа), сзади и спереди которого расположены технические отсеки и багажные помещения № 1 и № 2.

2.1.3. Хвостовая часть фюзеляжа

От шпангоута № 67а является негерметичным отсеком. В хвостовой части фюзеляжа расположены: отсеки ВСУ и среднего двигателя (№ 2), негерметичный багажник № 3, техотсек с оборудованием электро-, гидросистем, системы кондиционирования и др. К хвостовой части фюзеляжа крепится киль и пилоны боковых двигателей.

2.1.4. Конструктивно-силовые элементы фюзеляжа

Основными силовыми элементами фюзеляжа являются: шпангоуты (поперечный силовой набор), стрингеры (продольный силовой набор) и обшивка. Шпангоуты разделяются на нормальные (их большинство) и усиленные. Усиленные шпангоуты устанавливаются в тех местах фюзеляжа, где имеются большие вырезы (под входные и запасные выходы, багажники и др.) и к которым крепятся другие агрегаты самолета: шасси, крыло, двигатели, киль. Силовыми являются также гермошпангоуты № 4, № 67а и шпангоуты разъемов фюзеляжа № 19, № 65. Нормальные (обычные) шпангоуты представляют из себя кольца из дюралевого листа, усиленные шпангоуты изготавливают из прессованных или механически обработанных дуг окружностей.

Продольный силовой набор - стрингеры разного сечения: Z-образного, уголкового и др. Расположены примерно с одинаковым шагом по окружности шпангоутов, к полкам которых они крепятся. В зоне больших нагрузок используются усиленные стрингеры - продольные силовые балки.

Обшивка толщиной 1,2…1,8 мм по всей поверхности фюзеляжа, наиболее толстая применяется в зоне центроплана (1,5…2,0 мм), крепления киля и пилонов двигателей к фюзеляжу. Большие вырезы в фюзеляже (под двери, люки) окаймлены обшивкой толщиной до 8,0 мм с плавным или ступенчатым ее уменьшением до 2,5…2,0 мм. Обшивка является важнейшим силовым элементом фюзеляжа, воспринимающим изгиб, кручение фюзеляжа (при рулении, полете со скольжением, отклонении РН) и внутреннее избыточное давление, поэтому ее повреждение в эксплуатации недопустимо.

10

2.1.5. Остекление

Остекление фюзеляжа состоит из остекления пассажирских салонов и пилотской кабины (рис. 2.2). Остекление пассажирских салонов состоит из тройных органических стекол (рис. 2.2,а) с воздушными промежутками для теплозвукоизоляции; толщина наружного стекла 10 мм, среднего 4 мм и внутреннего 2 мм. Остекление пилотской кабины состоит из двух рядов стекол (рис. 1.1): в верхнем ряду находятся одинарные органические стекла, в нижнем - силикатные тройные и органические двойные. Первые три центральные стекла - силикатные (триплекс, рис. 2.2 б), склеены в блок, имеют прозрачный токопроводящий слой клея между наружным (тонким) и средним (толстым) слоем триплекса. За силикатными стеклами нижнего ряда следуют сдвижные форточки, имеющие двойное остекление, и боковые (обзорные) стекла. Воздушные промежутки двойных и тройных стекол соединены трубками с силикагелевыми осушительными патронами, предотвращающими запотевание стекол.

Применение силикатных лобовых стекол пилотов объясняется их термостойкостью при нагреве (работе противообледенительной системы).

Сдвижные форточки перемещаются по направляющим рельсам (верхнему и нижнему) назад, в закрытом положении фиксируются ручкой, прижимаясь к резиновому уплотнению проема фонаря кабины. Все стекла рассчитаны на прижим изнутри, поэтому обратный перепад

(давление в атмосфере выше, чем в кабине) недопустим, т.к. стекла могут отойти от своих посадочных мест и в последующем полете герметизации фюзеляжа не произойдет. Из-за хрупкости стекол недопустимы глубокие царапины на их поверхности или трещины, т.к. хрупкое ("мгновенное") разрушение стекла может привести к резкому падению давления внутри фюзеляжа или к его разрушению.

2.1.6. Двери, люки, сигнализация их положения

Две входные двери (рис. 2.1, поз. 5, 11 и рис. 2.3) левого борта и одна правого борта (служебная 8 рис. 2.1) открываются наружу; система запирания входных дверей (рис. 2.4) состоит из 12-ти запоров 2, служебная имеет 8 запоров. Дверь (рис. 2.3) подвешивается к раме входного проема через кривошип 7 и верхние тяги 12, чем обеспечивается их отвод наружу из зоны проема. Двери окантовываются резиновыми профилями 3, 4 для герметизации, имеют по контуру роликовые замки, наружную и внутреннюю 10 ручки запирания. На ручке 10 имеется фиксатор, который необходимо нажать для поворота ручки. После запирания двери ручка дополнительно фиксируется фиксатором 17 (рис. 2.4), а после взлета - избыточным давлением P 0,025 0,005 кг/см2, т.е. специальным пневмозатвором 1,17. Закрытое положение фиксатора (флажка 17) горизонтальное. Для открытия дверей

11

Рис. 2.2. Остекление самолета: а) остекление пассажирской кабины; б) лобовые стекла пилотов.

1 – наружное, среднее и внутреннее стекла; 2 – декоративная

рамка; 3, 16 – герметик; 4, 11 – резиновая прокладка; 5 – кронштейн;

6 – прижим; 7 – обшивка фюзеляжа (плита) в районе выреза под

остекление; 8 – резиновая прокладка; 9 – токопроводящая прозрачная

клеевая пленка; 10 – клеевая пленка; 12 – металлическая рамка; 13 – прижимная рамка; 14 – элемент

фонаря кабины пилотов; 15 – лобовые (селикатные) стекла пилотов.

1

2

3

45

67

8

15

1614

16

9 10

11

12

13

а) б)

после полета необходимо разгерметизировать кабину открытием сдвижной форточки пилота или специальным тумблером. Сила избыточного давления, действующая на вырывание двери, достаточно велика:

P = P Pдв = 0,59 * 1,66 * 0,8 * 104;P = 7835 кГс = 78,35 кН.Для открытия дверей снаружи необходимо

нажать на поворотную крышку, вытянуть ручку (флажок повернется в вертикальное положение) и повернуть ее до открытия замков двери.

Запасные двери, аварийные выходы, люки багажников и техотсеков открываются внутрь фюзеляжа (герметизируются "на прижим"), поэтому имеют простые штыревые или улиточные замки. Защелки этих люков закрывают на земле, чтобы их нельзя было открыть снаружи. На аварийных дверях и выходах перед вылетом защелки необходимо установить в положение "Открыто".

НЕЛЬЗЯ: перед полетом закрывать снаружи входные и служебные двери; взлетать с незастопоренными рукоятками закрытия замков двух входных и служебной дверей, люков первого и второго багажников.

Перед взлетом, при переводе управления поворотом колес передней опоры в положение "Разворот колес 10" электросхема положения дверей и люков отключается от табло пилотов, но, если двери или люки не закрыты, то сигнализация продолжает гореть.

Сигнализация незакрытого положения дверей и люков приведена на рис. 2.5 и в табл. 2.1.

Таблица 2.1

12

11

12

11

1

2

3

4

5

6

7

10

9

98

Рис. 2.3. Передняя входная дверь (внутренняя обшивка двери снята):

1 – наружная обшивка; 2 – штампованная чаша; 3, 4 – резиновые профили для герме–тизации; 5 – окно; 6 – продольные и попе–речные балки; 7 – кривошип; 8 – кронштей–ны для навески двери; 9 – кронштейны для

навески двери с регулирующим устройст–вом; 10 – внутренняя ручка

управления замками; 11 – замки двери; 12 – тяги плавного хода двери

Сигнализация положения дверей и люков

Причина незакрытия

Сигнализация на пульте

б/инженера пилотов б/проводниканад

незакрытой дверью

Входные и служебная двери не

закрыты ручкой управления

горит желтое табло

"Замки"

мигают красные табло "К взлету не

готов"

красные табло "Замки"

соотв. двери над дверью центр.

буфета

над входными дверями

Входные и служебная двери не

зафиксированы флажком-стопором

желтое табло "Защелки" соответствующей

двери

мигают красные табло "К взлету не

готов"

–красное

табло над данной дверью

Не закрыты запасные двери,

аварийные, багажные люки

табло "Замки"

соответствующей двери, люка

мигают красные табло "К взлету не

готов"

– –

13

Рис. 2.5. Щиток сигнализации (у бортинженера).

2.1.7. Аварийно-спасательное оборудование

При угрозе жизни и здоровья пассажиров (пожар, взрыв, отравление, затонение и др.) после приземления самолета на ВПП или вне аэродрома, экипаж и пассажиры должны срочно покинуть самолет. Как правило, в таких ситуациях не оказывается рядом наземных средств высадки пассажиров, да и их установка к самолету требует весьма продолжительного времени. На случай аварийного покидания на самолете предусмотрено:

- одинаковое количество выходов разного типа (по размерам и способу открывания дверей, люков) с левого и правого бортов;

- число выходов и их расположение должно обеспечить быстрое покидание самолета, пассажиропотоки не должны пересекаться;

- выходы должны находиться в возможно безопасных (по пожару, агрессивным веществам и т.д.) зонах самолета;

- средства покидания должны находиться у каждого выхода.

14

Рис. 2.4. Пассажирская дверь. Вид изнутри.

Спасательные канаты с бобышками находятся у малых выходов (у форточек пилотов и

15

16

(концевых) частей: от нервюры № 14 до законцовки 7 (нервюра № 45). Центроплан имеет стреловидность 41 по линии 1/4 хорд (линии центров давления), а отъемные части крыла (ОЧК) - стреловидность 35. Большая стреловидность центроплана объясняется необходимостью сохранить Мкр в пределах заданных значений при большой относительной толщине центроплана. Относительная толщина крыла уменьшается от фюзеляжа к концу крыла, чем достигается равная прочность (минимальная масса) крыла.

Силовой частью крыла является его межлонжеронная часть. Силовыми элементами крыла являются: лонжероны, стрингеры, обшивка; поперечный набор составляют нервюры. Три лонжерона крыла балочной конструкции "переламываются" по нервюрам № 3 и № 14 (рис. 2.7); нервюры перпендикулярны к заднему лонжерону 16, прессованные стрингеры в основном двутаврового и Z-образного профиля (рис. 2.8). Обшивка переменной толщины: плавно уменьшается от корневой части крыла ( 6 мм) до концевой ( до 2 мм), что также позволяет создать равнопрочную по длину конструкцию минимально возможной массы.

Нервюры № 11, 13, 14 усилены: на них передается нагрузка от главных опор шасси; кроме того, усилены нервюры, к которым крепятся элероны и механизация крыла, а также бортовая нервюра № 3. В отъемной части крыла находится топливный кессон-бак, в центропланной части между нервюрами № 3…14 еще один кессон-бак, в подфюзеляжной части центроплана находится два топливных бака. Баком является отсек крыла, ограниченный верхней и нижней обшивкой, стенками переднего и заднего лонжеронов, поэтому вся эта сборная конструкция герметизируется: склепываемые листы обшивки, обшивка со стрингерами и др. промазываются герметиком УТ-32, У-30МЭС. Вся внутренняя поверхность бака также покрывается тонким слоем ( 0,2 … 0,4 мм) герметика.

Основной материал конструктивных элементов крыла - дюралевые сплавы Д16Т, Д16АТВ, В95-Т1, В-95Т1Н, В-95Т1СВ.

Нервюры № 3, 14, 45, ограничивающие топливные баки, выполняются герметичными, остальные имеют вырезы в стенках для уменьшения массы и возможности перетекания топлива по объему бака (рис. 2.8).

17

1 – носок центроплана; 2 – внутренний предкрылок; 3 – кессон центроплана; 4 – средний предкрылок; 5

– отъемная (концевая) часть крыла; 6 – внешний предкрылок; 7 – концевой обтекатель; 8 – элерон; 9

– аэродинамическая перегородка; 10 – элерон–интерцептор; 11 – внешний закрылок; 12, 13 –

средние, внутренний интерцепторы; 14 – внутренний закрылок; 15 –

концевая часть центроплана; 16, 17, 18 – задний, средний,

передний лонжероны центроплана.

Рис. 2.7. Крыло самолета:

Центроплан соединяется с отъемной частью крыла по нервюре № 14 болтовым соединением: каждые стрингер и полка лонжерона заканчиваются стыковочным элементом, которые соединяются болтами.

Носок крыла (рис. 2.8) создает аэродинамический профиль, состоит из нескольких секций; от нервюры № 3 до внутреннего предкрылка 2 (рис. 2.7) носок для защиты от обледенения обогревается теплым воздухом; выдвижные предкрылки 2, 4, 6 (рис. 2.7) имеют электротепловую противообледенительную систему защиты.

В хвостовой части крыла (рис. 2.7) находятся трехщелевые выдвижные закрылки, внутренние 14 и внешние 11, элерон 8, элерон-интерцептор 10, средние интерцепторы 12, внутренние 13.

Из-за большой длины закрылков площади собственно элеронов 8 недостаточно для нормальной управляемости самолета Ту-154 по крену на малой скорости полета (при заходе на посадку, посадке и взлете), поэтому их эффективность повышается с помощью

18

1 – носок центроплана; 2 – внутренний предкрылок; 3 – кессон центроплана; 4 – средний предкрылок; 5

– отъемная (концевая) часть крыла; 6 – внешний предкрылок; 7 – концевой обтекатель; 8 – элерон; 9

– аэродинамическая перегородка; 10 – элерон–интерцептор; 11 – внешний закрылок; 12, 13 –

средние, внутренний интерцепторы; 14 – внутренний закрылок; 15 –

концевая часть центроплана; 16, 17, 18 – задний, средний,

передний лонжероны центроплана.

Рис. 2.7. Крыло самолета:

Рис. 2.8. Поперечный разрез крыла:1 – предкрылок; 2, 5, 6 – лонжероны крыла; 3, 13 – стрингеры; 4 – отверстие в нервюре для уменьшения массы и перелива топлива; 7 – интерцепторы; 8, 9, 10 – секции закрылка; 11 – обтекатель балки крепления каретки закрылка; 12 – шторка–направляющая закрылка.

элеронов-интерцепторов 10: при отклонении элерона 8 вверх более чем на 145 вверх отклоняется элерон-интерцептор 10 пропорционально углу отклонения собственно элерона; на противоположном полукрыле, где элерон отклоняется вниз, элерон-интерцептор не отклоняется.

Средние интерцепторы 12 (рис. 2.7) отклоняются как в полете, так и на пробеге: служат для уменьшения подъемной силы (коэффициента Сy) и увеличения аэродинамического сопротивления (коэффициента Сx), т.е. уменьшения качества: К = Сy/Сx. При снижении это необходимо для увеличения крутизны снижения, при послепосадочном пробеге - в основном для уменьшения подъемной силы (на большой скорости пробега самолет, потеряв подъемную силу (в 3,7 раза), просаживается на шасси, чем увеличивается эффективность колесных тормозов) и частично - для увеличения аэродинамического сопротивления (примерно на 12 … 15%).

Внутренние интерцепторы 13 (рис. 2.7) выпускаются только после приземления, частичного обжатия амортизаторов основных опор шасси (и установленных на них концевых выключателей), т.к. их выпуск в полете привел бы к срыву потока воздуха, входящего в воздухозаборники боковых двигателей. Все интерцепторы представляют собой небольшие щитки 7 (рис. 2.8), установленные на верхней панели хвостовой части крыла.

Закрылки служат для уменьшения взлетной и посадочной скорости самолета: при выпуске закрылков увеличивается коэффициент подъемной силы Сy, вследствие чего потребная величина скорости для сохранения необходимой подъемной силы уменьшается. Профиль движения закрылкам относительно крыла создается направляющими рельсами 2 (рис. 2.9), соединенными с закрылком; специальный кинематический механизм (система тяг и рычагов) при перемещении закрылков создает определенного размера щель между дефлектором и основной его частью, оптимальную с точки зрения аэродинамики.

К задней части подкрыльевой балки крыла крепится каретка 6 с роликами 3, 4, (рис. 2.10б) на которые опирается рельс закрылка; внутренний закрылок имеет две опоры (у краев закрылка), внешний - три опоры (рис. 2.9). Удерживается закрылок у крыла и перемещается при уборке-выпуске с помощью винтовых механизмов 1 (рис. 2.9): винтовой механизм (с редуктором) (рис. 2.11) шарнирно крепится к заднему лонжерону крыла, а гайка шарнирно крепится к закрылку.

19

Рис. 2.9. Кинематическая схема управления закрылками:1 – винтовой шариковый подъемник; 2 – направляющий рельс закрылка; 3, 12 – внутренняя и внешняя секции закрылка; 4 – редуктор винтового подъемника с коническими шестернями и карданом; 5 – концевой выключатель совмещенного управления (закрылками, предкрылками и стабилизатором); 6 – концевой выключатель рулевого привода; 7 – рулевой привод закрылков; 8 – каретка закрылков; 9 – кронштейн крепления валов трансмиссии; 10 – вал трансмиссии; 11 – кардан; 13 – правый концевой выключатель трансмиссии закрылков.

Предкрылки при выпуске увеличивают коэффициент Сy, критический угол атаки , улучшают устойчивость самолета. Конструкция их крепления к передней части крыла аналогична креплению закрылков: направляющие рельсы соединены с предкрылками, а каретки - с передним лонжероном крыла (рис. 2.12).

Элероны совместно с элеронами-интерцепторами обеспечивают поперечную управляемость самолета. Элерон состоит из лонжерона, нервюр, обшивки; на внутренней торцевой нервюре элерона установлен штырь–упор (рис. 5.10), который включает в работу элерон-интерцептор, если элерон отклоняется вверх на угол более 145. Элерон подвешивается к крылу на 4-х шарнирных опорах; к лонжерону снизу крепятся кронштейны для рулевого привода управления элероном.

2.3. Хвостовое оперение

2.3.1.

Конструкция хвостового оперения

Хвостовое оперение стреловидное, Т-образной конструкции, состоит из киля (вертикального оперения) и стабилизатора (горизонтального оперения); пилоты могут изменять угол установки стабилизатора. Стреловидность вертикального и горизонтального оперения превышает стреловидность крыла для того, чтобы несущие характеристики хвостового оперения с увеличением числа М не ухудшались бы быстрее, чем характеристики крыла; б`ольшая стреловидность вертикального оперения целесообразна также и потому, что при этом увеличивается эффективность горизонтального оперения (ГО) из-за увеличения плеча между ЦМ самолета и ЦД ГО.

20

Рис. 2.11. Винтовой механизм.

Рис. 2.12. Элементы трансмиссии предкрылков:1 – предкрылок; 2 – направляющий рельс; 3 – каретка с роликами; 4 – нервюра носка крыла; 5 – передний лонжерон крыла; 6 – винтовой механизм (подъемник); 7 – силовой привод системы управления предкрылками; 8 – концевые выключатели крайних положений предкрылков; 9 – трансмиссия предкрылков; 10 – кронштейны крепления трансмиссии к переднему лонжерону крыла; 11 – редуктор трансмиссии; 12 – опора предкрылка (рельс) с кареткой и винтовым подъемником.

Профиль горизонтального и вертикального оперения симметричный, что позволяет сохранить одинаковый характер аэродинамических нагрузок при отклонении рулей в разные стороны и имеет меньшее сопротивление. Впереди киля установлен форкиль. Киль и стабилизатор кессонной конструкции (с работающей обшивкой) имеют по три лонжерона; в продольный набор входят также стрингеры, в поперечный - нервюры (рис. 2.13). Киль имеет б`ольшую толщину, чем стабилизатор, т.к. его прочность должна быть выше, чем стабилизатора: стабилизатор крепится к концевой части киля и передает нагрузки, возникающие на стабилизаторе, через киль на фюзеляж.

К заднему лонжерону киля крепятся узлы 3, шарнирно соединяющие его со стабилизатором; на среднем

лонжероне киля закреплена направляющая балка-рельс 1, которая является промежуточной опорой стабилизатора; на стабилизаторе имеется по две пары роликов, перекатывающихся по балке-рельсу. На переднем лонжероне киля установлен привод (мотор) стабилизатора, изменяющий углы его установки в пределах -1,5…-7 по отношению к строительной горизонтали фюзеляжа (или в пределах 0…-5,5 по указателю положения стабилизатора).

Верхняя часть киля и стабилизатор имеют воздушно-тепловую противообледенительную защиту.

Руль направления однолонжеронной конструкции с сотовым заполнителем хвостовой части для увеличения жесткости руля и снижения его массы; крепится к килю с помощью четырех кронштейнов 4. Руль направления имеет аэродинамическую компенсацию (ось вращения руля удалена назад от его носка для уменьшения шарнирного момента) и весовую балансировку (в носке руля помещен балансировочный груз для того, чтобы центры масс сечений руля совпадали с осью его вращения) для предотвращения изгибно-рулевого флаттера. Вращение руля производится гидравлическим рулевым приводом (необратимым гидроусилителем), установленным на заднем лонжероне киля.

Стабилизатор состоит из центроплана и двух отъемных частей, соединенных накладками, по конструкции аналогичен килю. На заднем лонжероне стабилизатора установлены ответные узлы для его шарнирного соединения с аналогичными (ушковыми) узлами на киле; на среднем лонжероне закреплены по две пары роликов, опирающиеся на балку-рельс киля. На переднем лонжероне стабилизатора шарнирно закреплен винт, который перемещается вверх—вниз по гайке; гайка закреплена на редукторе, который получает вращение от двух электромоторов, установленных на переднем лонжероне киля.

21

Рис. 2.13. Конструкция крыла:1 – направляющий рельс (промежуточная опора стабилизатора); 2 – торцевая (силовая) нервюра; 3 – узлы шарнирного крепления стабилизатора к килю; 4 – кронштейны крепления руля направления к килю; 5, 8 – лонжероны киля; 6 – нервюры; 7 – стрингеры; 9, 10 – обтекатели киля.

Рис. 2.12. Элементы трансмиссии предкрылков:1 – предкрылок; 2 – направляющий рельс; 3 – каретка с роликами; 4 – нервюра носка крыла; 5 – передний лонжерон крыла; 6 – винтовой механизм (подъемник); 7 – силовой привод системы управления предкрылками; 8 – концевые выключатели крайних положений предкрылков; 9 – трансмиссия предкрылков; 10 – кронштейны крепления трансмиссии к переднему лонжерону крыла; 11 – редуктор трансмиссии; 12 – опора предкрылка (рельс) с кареткой и винтовым подъемником.

Внутри полого винта имеется стержень: в случае поломки винта он удерживает стабилизатор от поворота назад на 180

Электромоторы, редуктор и гайка объединены в единый привод управления стабилизатором. Обе половины руля высоты совершенно независимы друг от друга, их синхронный поворот обеспечивается двумя тягами, противоположными концами закрепленными на общем плече качалки управления рулями. Каждая половина руля высоты крепится к стабилизатору восемью кронштейнами-опорами, так же как и руль направления имеет аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку.

2.3.2. Основные геометрические данные оперения

Горизонтальное оперение:

Размах стабилизатора, м 13,4Площадь, м2 32,09Стреловидность (по линии 1/4 хорд) 40Площадь руля высоты, м2 2 х 4,23

Вертикальное оперение:

Высота киля, м 5,65 Площадь, м2 24,255Стреловидность (по линии 1/4 хорд) 45Площадь руля направления, м2 7,535

22

Рис. 2.13. Конструкция крыла:1 – направляющий рельс (промежуточная опора стабилизатора); 2 – торцевая (силовая) нервюра; 3 – узлы шарнирного крепления стабилизатора к килю; 4 – кронштейны крепления руля направления к килю; 5, 8 – лонжероны киля; 6 – нервюры; 7 – стрингеры; 9, 10 – обтекатели киля.

3. ШАССИ

3.1. Общие сведения и основные данные

Шасси самолета Ту-154Б выполнено по трехопорной схеме, убирающимся назад по полету: передняя опора - в специальную нишу фюзеляжа, основные опоры убираются в гондолы на крыле. Наличие передней опоры позволяет применять эффективное торможение, производить взлет и посадку при сильном боковом ветре. Главные опоры расположены позади ц.м. самолета, воспринимают 90…92% всей силы тяжести, имеют по шесть тормозных колес КТ-141Е (А, Д); передняя опора имеет два нетормозных колеса КН-10, управляемых при рулении.

При выпущенном положении опор горят три зеленых светосигнализатора, в процессе уборки–выпуска горят красные светосигнализаторы, в убранном положении сигнализаторы не горят. Светосигнализаторы расположены на средней приборной доске.

Основные данные передней опоры

Размер пневматиков, мм 800 х 225Давление воздуха в пневматиках, кг/см2 (МПа) 10 + 0,5 (1 + 0,05)Допустимая разница давлений в пневматиках колес, кг/см2 0,25Стояночная усадка пневматиков, мм:

в диапазоне взлетных масс 30…55в диапазоне посадочных масс 25…50

Количество АМГ-10 в амортизаторе, смз (л) 2800 (2,8)Начальное давление азота в амортизаторе, кг/см2 (МПа) 65 1 (6,5 + 0,1)Видимое зеркало штока при взлетной массе, мм (не менее) 35Давление азота в ориентире, кг/см2 90 2 (9 0,2)

Основные данные главной опоры

Размер пневматиков, мм 930х305Давление в пневматиках, кг/см2 (МПа) 9,5 0,5 (0,95)Допустимая разница в зарядке колес, не более кг/см2 (МПа) 0,25 (0,025)Количество АМГ-10, смз (л) нижняя камера 500 (0,5)

верхняя камера 16900 (16,9)Давление в камерах амортизатора, кг/см2 (МПа): верхней 33+1 (3,3)

нижней 155 - 2 (15,5)Видимое зеркало штока, мм: при взлетной массе, не менее 40

при посадочной массе 180…290Давление азота в стабилизирующем амортизаторе, кг/см2 (МПа) 130+5 (13,0)

на самолетах с № 300 140+2 (14+0,2)

3.2. Передняя опора шасси

Передняя опора (рис. 3.1) состоит из следующих основных конструктивных элементов:1. Рамы 3 с вмонтированным в нее амортизатором.2. Складывающегося подкоса 4.3. Механизма распора 5.4. Цилиндра уборки и выпуска 7.5. Замка подвески в убранном положении 8.6. колес КН-10 (1).Опора крепится к фюзеляжу с помощью цапф 9, расположенных на раме 3 и верхнем

звене складывающегося подкоса 4. Далеко разнесенные узлы крепления создают большую жесткость крепления шасси, уменьшают массу узлов крепления и повышают жесткость опоры при действии боковых сил. В выпущенном положении опора надежно фиксируется складывающимся подкосом 4 и механизмом распора 5. Средняя точка складывающегося

23

подкоса имеет обратную стрелу прогиба 10 2 мм (дальнейший прогиб невозможен из-за упоров на звеньях подкоса), что предотвращает его складывание от действия продольных и вертикальных сил при рулении (и стоянке) по ВПП. Механизм распора 5 также имеет обратную стрелу прогиба 2…3 мм в среднем звене, дополнительно страхуя складывающийся подкос и всю переднюю опору от складывания. Пружина 6 удерживает механизм распора 5 в положении обратного прогиба; при уборке шасси гидроцилиндром, установленным на верхнем звене механизма распора, его средняя точка выводится из "мертвого положения" (отрицательного прогиба) цилиндром 11, затем гидроцилиндр 7, раздвигаясь, поворачивает раму 3 назад вокруг цапф 10, звенья подкоса 4 складываются и в убранном положении петля 2 захватывается крюком замка 8. При выпуске шасси опора вначале снимается с крюка с помощью небольшого гидроцилиндра, установленного в замке 8, а затем АМГ-10 поступает в гидроцилиндр 7 на выпуск опоры (шток гидропривода 7 вдвигается в цилиндр).

Сигнализация положения шасси осуществляется от концевых выключателей (КВ):

а) на механизме распора 5, – сигнализирует выпущенное положение опоры (зеленое табло); после начала уборки отключает зеленое табло и включает красное - промежуточного положения опоры;

б) на замке подвески в убранном положении после захвата петли 2 крюком выключает красное табло; в начале выпуска, после снятия опоры с крюка, включает красный светосигнализатор промежуточного положения.

Амортизационная стойка вмонтирована в цилиндр рамы 3, поворачивается внутри нее при рулении; амортизатор гидро-пневматического типа, поглощает энергию ударов. Заправка маслом АМГ-10 и сжатым азотом производится при полностью разжатом

24

Рис. 3.1. Передняя опора:1 – Колесо КН–10; 2 – петля подвески опоры (в убранном положении) с роликами; 3 – рама штампованная; 4 – складывающийся подкос; 5 – механизм распора; 6 – пружина; 7 – цилиндр уборки и выпуска; 8 – замок убранного положения; 9, 10 – цапфы крепления механизма распора и рамы к фюзеляжу; 11 – гидроцилиндр перевода механизма распора через "мертвое положение" при уборке; 12 – шлиц–шарнир (двухзвенник).

амортизаторе, т.е. когда самолет находится на подъемниках. Цилиндр амортизатора соединен со штоком двузвенником 12, на котором находится серьга для буксировки и концевой выключатель (КВ) системы разворота колес. В верхней части рамы 3 установлен рулежно-демпфирующий цилиндр (РДЦ) системы управления поворотом колес.

Полурычажная подвеска колес к штоку амортизатора (через двузвенник 12) позволяет увеличить ход оси колес при обжатии амортизатора, что улучшает амортизационные свойства опоры и уменьшает возможность возникновения колебаний (вибраций) типа "шимми".

Колеса 1 жестко закреплены на общей оси, которая вращается вместе с ними в роликоподшипниках, установленных в нижнем звене двузвенника (траверсе) 12.

Передняя опора имеет две пары створок: переднюю и заднюю; в убранном положении обе пары створок закрыты, в выпущенном положении опоры передняя пара створок открыта (связана с рамой тягами и карданами), задняя - закрыта. Задняя пара створок связана механическим приводом с верхним (задним) звеном складывающегося подкоса и полностью открывается только в промежуточном положении опоры для ее пропуска в нишу или обратно.

Механизм управления задними створками состоит из: а) пары зубчатых секторов: ведущий сектор жестко связан с верхней трубой складывающегося подкоса, ведомый – с кулисой; б) кулисы с тягами; тяги, в свою очередь, связаны с задними створками. В верхнем положении опоры ролики петли подвески, перемещаясь в кулисе, поворачивают ее, – створки поворачиваются (при выпуске) или закрываются (в конце уборки опоры), а зубчатые секторы разведены (не в зацеплении). В конце выпуска или в начале уборки зубчатые секторы, находясь в зацеплении, поворачивают кулису, – створки закрываются или открываются соответственно.

3.2.1. Система управления поворотом колес передней опоры шасси

Система имеет два режима поворота колес:а) рулежный режим: максимальному отклонению педалей (или ручки управления)

соответствует полный угол поворота 55 (63);б) взлетно-посадочный режим: полному отклонению педалей соответствует угол

поворота колес 8,5 ( 10).Поворот колес (всей амортстойки внутри рамы) производится рулежно-

демпфирующим цилиндром (РДЦ), установленным в верхней части рамы передней опоры (рис. 3.4); принципиальная схема РДЦ приведена на рис. 3.3.

Внешний корпус РДЦ (рис. 3.4) неподвижно закреплен на раме, внутренний - на верхней крышке амортизатора. АМГ-10 под давлением поступает по одному из штуцеров в две перекрестно расположенные полости РДЦ, из двух других сливается, за счет чего внутренний цилиндр с закрепленными на нем лопатками поворачивается. Предохранительные клапаны срабатывают при сильных боковых ударах в колеса, перепуская АМГ-10 из полостей высокого давления в полости слива.

Ориентир (рис. 3.2, 3.4) служит для фиксации колес в нейтральном положении после взлета и в полете. Одним концом цилиндр ориентира крепится к раме опоры, вторым (штоком) - к плечу качалки.

Со стороны полости С ориентир заряжается азотом до давления 90 2 кг/см2 (9 МПа). При включении системы разворота в штуцер Б под давлением поступает масло АМГ-10, отжимая качалку от кулачка, связанного с вращающимся цилиндром (рис. 3.3). На кулачковой поверхности (рис. 3.4) имеется впадина, куда закатывается ролик качалки 5 при выключении системы разворота (стравливании давления АМГ-10 из ориентира; качалка поворачивается вокруг оси А при выдвижении штока из цилиндра ориентира (за счет давления азота в полости С). Подача давления АМГ-10 в полости РДЦ и слив из противоположных полостей производится через гидравлический агрегат управления 8, рис. 3.4 (РГ-16А): при отклонении педалей управления рулем направления поворачивается

25

управляющий вал "малых углов" распределительного устройства гидроагрегата (работает режим малых углов разворота), а при повороте ручки управления (на боковой панели КВС) через тросовую проводку поворачивается вал "больших углов" распределительного устройства. РДЦ соединен с гидравлическим агрегатом управления звеньями обратной связи (рис. 3.4), благодаря чему осуществляется жесткая связь между командными рычагами (педалями и ручкой управления) и

26

исполнительными устройствами (РДЦ) по величине и знаку угла отклонения колес, скорости их поворота. Гидравлическая схема управления показана на рис. 3.2. Включение – выключение, переключение на рулежный, взлетно–посадочный режим производится переключателями на правом роге штурвала левого пилота (включение–выключение), на верхнем электрощитке (малые и большие углы). Сигнализация положения управления поворотом колес, – на верхнем электрощитке бортинженера (рис. 2.5).

3.2.2. Неисправности передней опоры

Вибрация передней опоры. Возможные причины:- люфты в узлах подвески передней опоры;- люфты в соединениях РДЦ с тягами и ориентиром;- разрегулировка дросселя в клапане переключения разворота колес (установлен на

раме);- нарушение балансировки колес;- большая разница давлений в пневматиках.Нарушение управляемости колес. Возможные причины:- неисправность гидравлического агрегата управления (РГ-16А);

27

Рис. 3.4. Схема управления поворотом колес и их фиксации в нейтральном положении

шлиц–шарнир обратной связи (следящей системы)

вал–качалка

кронштейн

28

Рис. 3.4. Схема управления поворотом колес и их фиксации в нейтральном положении

шлиц–шарнир обратной связи (следящей системы)

вал–качалка

кронштейн

- неисправность электромагнитного крана включения системы разворота (крана ГА-163, см. рис. 3.2);

- разрушение болтов в системе разворота;- разрушение КВ на двузвеннике.Нарушение сигнализации положения шасси может быть вызвано повреждением КВ

или электроцепи сигнализации на механизме распора или на крюке подвески.

3.3. Основные опоры

По конструкции основные опоры плавающего типа или "качающейся подвески" (рис. 3.5): при сжатии амортизатора средний шарнир двузвенника удаляется от оси амортизатора, из-за чего самолет отъезжает вперед (при заторможенных колесах). При заправке и загрузке самолета бортинженер должен следить, чтобы в районе колес передней опоры не было упорных колодок и посторонних предметов. На стоянке база шасси, угол наклона оси амортизатора и цилиндра - подкоса зависят от обжатия амортизатора, т.е. массы самолета.

Элементы основной опоры шасси показаны на рис. 3.5; кроме того, в конструкцию основной опоры входят: замок подвески опоры в убранном положении и механизм управления створками гондолы шасси.

Амортизатор масляно-пневматического типа, двухкамерный, служит для поглощения ударов при посадке и рулении самолета по ВПП; заряжается маслом АМГ-10 и азотом. Камеры низкого и высокого давлений работают последовательно, с некоторым перекрытием: в момент приземления вначале обжимаются пневматики колес, затем - азот камеры низкого и только потом - камеры высокого давления. АМГ-10, перетекая из одной полости в другую через профилированные каналы с большим сопротивлением, поглощает часть энергии удара. Двухкамерный амортизатор имеет хорошие амортизационные характеристики. Амортизатор вмонтирован в раму, имеющую в верхней части две цапфы, с помощью которых опора двумя узлами крепится к крылу; третьим узлом крепления основной опоры к крылу является цилиндр-подкос (рис. 3.7). Жесткость крепления обеспечивается разносом цапф рамы амортизатора.

29

положение шасси при полностью обжатом амортизаторе

МКВ (механизмы концевых выключателей)

цилиндр–амортизатор

цилиндр–подкос

шлиц–шарнир (двузвенник)

стабилизирующий амортизатор

Рис. 3.5. Кинематическая схема основной опоры.

Цилиндр и шток амортизатора соединены двузвенником 9 (шлиц-шарниром), устанавливающим тележку параллельно плоскости симметрии самолета. Над верхним звеном шлиц-шарниров левой и правой тележки установлены концевые выключатели цепей управления системами самолета (рис. 3.5).

Цилиндр-подкос является кинематическим и силовым элементом основной опоры. При рулении часть силы тяжести и б`ольшая часть силы торможения передается на цилиндр-подкос; после взлета, при уборке шасси, в цилиндр-подкос подается масло АМГ-10 под давлением, - раздвигаясь, он поворачивает раму амортизатора назад, на уборку. При уборке цилиндр-подкос разворачивает тележку через две качалки и стабилизирующий амортизатор 8 вокруг оси подвески к амортизатору таким образом, что в убранном положении тележка располагается параллельно оси самолета задними колесами вперед. В выпущенном положении опоры шток цилиндра-подкоса фиксируется цанговым замком (рис. 3.6). В момент срабатывания (фиксации) цангового замка через механическую передачу включается КВ, расположенный в верхней части цилиндра-подкоса: загорается зеленый светосигнализатор выпущенного положения основной опоры. От раскрытия цанговый замок дополнительно фиксируется плунжером 2.

Стабилизирующий амортизатор (рис. 3.5 и рис. 3.7) предназначен для запрокидывания тележки при уборке шасси, удержания ее в наклонном положении под углом 830 в полете по отношению к ВПП передними колесами вниз (при нулевом угле тангажа), что обеспечивает равномерный износ авиашин и более мягкую посадку; при рулении стабилизирующий амортизатор гасит колебания тележки при наезде на неровности ВПП за счет перетекания азота с большим сопротивлением из одной полости в другую. Стабилизирующий амортизатор заряжается азотом до давления 13 0,5 МПа, а на самолетах с № 300 - до давления 14 0,2 КПа.

В эксплуатации необходимо контролировать наличие смазки ЦИАТИМ-203 в полостях амортизатора (по выходу плунжера) и зарядку азотом; при уменьшении давления азота в стабилизирующем амортизаторе тележка может не запрокинуться полностью, следовательно, и не убраться в гондолу шасси.

Тележка шасси шарнирно крепится к штоку амортизатора. К тележке жестко крепятся три оси, на которых установлены тормоза и три пары колес. Тормоза жестко крепятся к тележке, колеса установлены в подшипниках и в осевом направлении закреплены гайками, ввернутыми в оси колес.

На усиленных шасси (с № 590) на балке тележки устанавливается шарнир с демпфером для передней пары колес, позволяющий им поворачиваться на угол до 830 при разворотах самолета (рис. 3.7). Передняя пара колес разворачивается только во внешнюю от самолета сторону на внутренней тележке под действием боковых сил. Разворот во внутреннюю сторону (к оси самолета) невозможен из-за упоров на балке тележки; в прямом положении ось удерживается демпфером, который заряжается азотом до давления 2,8 0,2 МПа и

30

1 2 3 4 5 6 7

Рис. 3.6. Цанговый замок цилиндра–подкоса:1 – кулачек нажимной; 2 – букса–шток; 3 – пружина; 4 – плунжер–фиксатор; 5 – цанговая муфта; 6 – цанга; 7 – нажимная втулка.

маслом АМГ-10 объемом 300 40 смз

Тормоза колес дискового типа; контроль износа дисков производится по контрольному штырю: если при заторможенных колесах конец штыря совмещается с цилиндрической проточкой на корпусе тормоза, - тормоз подлежит замене. На усиленных шасси устанавливается вентилятор с электроприводом для охлаждения тормоза и колеса (рис. 3.7). Включается вентилятор тумблером "Вентил. шасси" у бортинженера. Так как электропривод МТ-0,18С вентилятора питается переменным током 200 В 400 Гц, то при выключенных основных двигателях необходимо (на стоянке) запустить ВСУ или подключить наземный источник питания.

На тележке установлено шесть колес типа КТ-141А (или КТ-141Д, КТ-141Е). В сборке КТ-141Е можно устанавливать вместо моделей Д и А на неусиленную опору, модели А и Д

устанавливать на усиленные шасси запрещается; КТ–141Е с N590, сборки 10А (Рпневм = 9,5 +

31

Рис. 3.7. Шарнир передней пары колес основной опоры:1 – колесо; 2 – балка тележки; 3 – пневматический цилиндр; 4 – ось колеса; 5 – электромотор привода вентилятора охлаждения тормозных дисков; 6 – роликовый подшипник колеса; 7 – шарнир поворота передней пары колес; 8 – стабилизирующий амортизатор тележки; 9 – шлиц–шарнир (верхнее звено); 10 – цилиндр подкос.

0,54 и 14А (Рпневм = 10 + 0,5)На внутренней реборде колеса установлено три термосвидетеля. При выплавлении

одного из них вылет разрешается только после тщательного осмотра авиашины, тормоза, колеса; при выплавлении двух - вылет запрещается до решения вопроса о возможности дальнейшей эксплуатации колеса.

Истирание рисунка авиашины, проколы и порезы допускаются в соответствии с допусками на их эксплуатацию.

Замок подвески при уборке основной опоры закрывается механически под действием петли подвески; открывается гидроцилиндрами (от первой, второй и третьей гидросистем). На замке установлен концевой выключатель, который при закрытии замка подвески подготавливает к выключению красный светосигнализатор промежуточного положения опоры.

Механизм управления створками. Гондола шасси имеет передний щиток, передние и задние створки. Щиток крепится к цилиндру-подкосу, передние створки связаны с амортизатором тягами с карданами и закрываются ими при уборке. Через передние створки можно контролировать открытое положение замка подвески, наличие подтеков АМГ-10.

Задние створки бывают открыты только в промежуточном положении шасси и управляются гидроцилиндром через редукторы, качалки и тяги. Гидроцилиндр и редукторы установлены на верхней стенке гондолы шасси. На гидроцилиндре установлен концевой выключатель, который при закрытии створок и установке шасси на замок убранного положения выключает красный светосигнализатор, а при их открытии (выпуске шасси) включает его. При неисправной электрической сигнализации закрытие створок после выпуска шасси является подтверждением нормального срабатывания замка выпущенного положения основных опор. Кроме световой невыпуск шасси сигнализируется звучанием сирены и миганием табло "Выпусти шасси". Сигнализация включается, если хотя бы одна из опор не стала на замок, а приборная скорость не более 325 км/ч, РУДы КВД не более 90 % или рукоятка закрылков установлена на их выпуск.

32

4. ГИДРАВЛИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ

На самолете имеются три самостоятельные гидравлические системы, имеющие независимые источники давления, трубопроводы, распределительные краны и другие устройства. Все три гидросистемы выполняют следующие общие функции (рис. 4.1):

1. Управление рулями высоты, направления, элеронами и элеронами-интерцепторами, т.е. обеспечивают гидропитание рулевых приводов и рулевых агрегатов основного управления по первому, второму и третьему каналам.

2. Выпуск шасси: основной, аварийный и дублирующий аварийный выпуск - последовательно от первой, второй и третьей гидросистем соответственно.

3. Расстопоривание руля направления.Дополнительно от каждой из гидросистем производится:а) от первой гидросистемы:- уборка шасси;- управление внутренними и средними интерцепторами;- управление закрылками (по первому каналу);- торможение колес (основное, аварийное и стояночное);- автоматическое подтормаживание колес передней и основных опор после взлета (с №

85255);б) от второй гидросистемы:- управление поворотом колес передней опоры шасси;- управление закрылками (по второму каналу).

4.1. Основные эксплуатационные данные, общие для трех гидросистем:

1. Рабочая жидкость (масло) АМГ-102. Номинальное рабочее давление, кг/см2 (МПа) 210 (21)3. Давление срабатывания предохранительных клапанов, кг/см2 (МПа) 240 5 (24)4. Давление срабатывания красных светосигнализаторов (критического давления), кг/см2 (МПа) 100 5 (10) и ниже5. Максимальная производительность насоса НП-89, л/мин 556. Минимальная производительность насоса НП-89 (при "нулевой" производительности), л/мин 4,2 0,37. Начальное давление азота в гидроаккумуляторах каждой гидросистемы, кг/см2 (МПа) 85 3 (8,5)8. Начальное давление азота в гасителях пульсаций каждой гидросистемы, кг/см2 (МПа) 115 3 (11,5)9. Падение давления в системах при работе потребителей от гидронасосов НП-89 (не ниже), кг/см2 (МПа) 180 (18,0)

4.2. Линии высокого давления гидросистем

Источниками давления в гидросистемах являются плунжерные гидронасосы (рис. 4.1; 4.2):

- четыре насоса НП-89; установлены на авиадвигателях, связаны с роторами компрессоров двигателей жесткой механической связью (угловыми редукторами и валиками);

- две насосные станции НС-46-2; установлены в хвостовом техническом отсеке № 6; насосная станция представляет из себя плунжерный гидронасос, получающий вращение от электродвигателя.

В первой гидросистеме имеются два насоса НП-89 (установлены на первом и втором авиадвигателях), во второй и третьей гидросистемах имеется по одному насосу НП-89 (установлены соответственно на 2-м и 3-м авиадвигателях) и по одной НС-46-2.

33

Рис. 4.1. Блок–схема гидросистемы.

Насосы каждой гидросистемы получают питание из своего бака, причем для 1-й и 2-й гидросистем (ГС) бак является общим (разделен вертикальной перегородкой на две полости); гидробаки находятся в шестом техотсеке.

Уровень масла АМГ-10 в гидробаке 1-й и 2-й гидросистем составляет 36 1 л (по указателю на приборной доске бортинженера) при давлении в системах 210 кг/см2 (21 МПа) и 48 1 л при нулевом давлении; в баке 3-й гидросистемы уровень масла должен быть соответственно 20 1 л и 24 1 л. До остатка масла 26 л в баке 1-й и 2-й гидросистем

34

Рис. 4.1. Блок–схема гидросистемы.

уровень масла в нем является общим, при дальнейшем понижении уровня происходит разобщение полостей с помощью вертикальной перегородки.

Для исключения кавитации в баках создается избыточное давление воздуха (наддув) 2,3…1,8 кг/см2 (0,23…0,18 МПа); отбор воздуха производится от девятых ступеней компрессоров двигателей: для бака 1-й, 2-й гидросистем - от двигателей 1 и 2, для бака 3-й гидросистемы - от двигателя № 3. На случай отказа отбора воздуха от компрессоров двигателей наддув каждого гидробака производится от баллонов 2 (рис. 4.2) емкостью по 6 л со сжатым до 10…15 кг/см2 (1…1,5 МПа) воздухом. Зарядка баллонов воздухом производится перед вылетом, зарядка гидробаков маслом АМГ-10 производится на земле через штуцера, расположенные на гидропанели 1-й и 3-й гидросистем; при зарядке АМГ-10 давление воздуха из гидробаков должно быть предварительно стравлено.

Насосы НП-89 (регулируемой производительности) параллельно подключены к общей магистрали, производят зарядку гидроаккумуляторов 9 и 14 первой гидросистемы; при отказе одного насоса второй обеспечивает нормальное питание всех потребителей. Один насос НП-89 и одна насосная станция НС-46-2 производят зарядку своих аккумуляторов и обеспечивают работу своих потребителей в каждой из гидросистем № 2 и № 3. Насосные станции НС-46-2 получают питание от шин переменного трехфазного тока U = 200 В и служат для создания давления в ГС № 2 или № 3 при отказе НП-89 (или двигателей № 2, №

35

Рис. 4.2. Система источников давления (линия высокого давления 1–й и 2–й гидросистем):1 – компрессор двигателя (отбор воздуха на наддув гидробаков); 2 – бортовой баллон со сжатым воздухом (Р=15 кг/см2); 3 – обратный клапан; 4 – редукторы; 5 – дренажный бачок; 6 – предохранительный клапан; 7 – холодильник; 8 – гаситель пульсаций; 9 – гидроаккумулятор 1–й гидросистемы; 10 – сигнализатор падения давления; 11 – предохранительный клапан 1–й гидросистемы; 12 – электромагнитный кран зарядки гидроаккумулятора (14) аварийного торможения; 13 – электромагнитный кран переключения давления со 2–й гидросистемы на 1–ю; 14 – гидроаккумулятор аварийного торможения; 15 – дроссель; 16 – ручной кран сброса давления из 2–й гидросистемы.

3). Исправность НС-46 контролируется по нарастанию давления в системе от нуля до 210 кг/см2

за 14 с. Для создания на земле давления в 1-й ГС при неработающих двигателях имеется возможность подключить НС-46 2-й ГС через кран 13, управляемый с рабочего места бортинженера (рис. 4.2; 4.3).

Давление в гидросистемах

контролируется по указателям (рис. 4.3; 4.4) на левой приборной доске пилотов и на панели гидросистемы бортинженера. При падении давления до 100 кг/см2 (10 Мпа) и ниже загораются красные светосигнализаторы, в аварийной тормозной системе красный сигнализатор загорается при падении давления ниже 190 кг/см2 (19 МПа). Контроль уровня

36

Рис. 4.3. Контроль и управление гидросистемой в кабине (у бортинженера).

АМГ-10 в баках и выключение НС-46 производится с рабочего места бортинженера (рис. 4.3).

4.3. Потребители гидросистем

Потребителями гидросистем являются агрегаты и системы самолета, использующие давление, создаваемое гидронасосами, и энергию сжатого газа, запасенную в гидроаккумуляторах.

4.3.1. Тормозная система

Система имеет четыре вида торможения: основное, аварийное, дублирующее аварийное, стояночное торможение и автоматическое подторможение колес после взлета (с № 255).

Основное и стояночное торможение

Основное торможение колес производится нажатием на верхние кромки педалей управления РН, при этом происходит обжатие редукционных клапанов 2 (рис. 4.5); полному обжатию клапанов соответствует максимальное давление в тормозной системе 110 5 кг/см2. Торможение может производиться как левым, так и правым пилотом (одновременное торможение запрещается!), левой или правой тележки раздельно или одновременно.

Схема и состав тормозной системы приведены на рис. 4.5.Дозаторы 9 прекращают подачу АМГ-10 в тормоза колес при повышенном (более 600

см3) расходе жидкости (нарушении герметичности системы за дозаторами); сдвоенные модуляторы (или блоки защиты) 18 служат для отключения неисправной магистрали левого или правого колеса тележки, обеспечивают плавное затормаживание колес, повышают эффективность аварийного торможения. Кроме того, челночный клапан в блоке защиты 18 переключает подачу АМГ–10 в тормоза колес из линии аварийного торможения через дозатор (ДОЗ–2) и гидравлический переключатель 12. Дозаторы (3У) в блоках защиты пропускают в тормоз каждого колеса по 100 см3 жидкости АМГ–10. Челночные клапаны 15 отключают линию аварийного торможения при работе основной системы и наоборот.

Антиюзовые автоматы УА-51А (12 шт.) предотвращают юзовое движение самолета при интенсивном торможении. Юз - неуправляемое движение самолета по ВПП при полностью заторможенных колесах; при юзовом движении происходит интенсивное истирание пневматиков по одному месту контакта с ВПП (колеса не вращаются!), уменьшается коэффициент сцепления, вероятен сход самолета на боковую полосу.

Противоюзовая автоматика работает при пробеге самолета как по сухой ВПП (предотвращает юз), так и по мокрой (предотвращает глиссирование колес).

Гидромеханические противоюзовые автоматы УА-51А при прекращении вращения колес (когда они заторможены) частично их растормаживают, колеса начинают вращаться; при достижении определенной угловой скорости вращения автомат УА-51А вновь затормаживает колеса и т.д. Контролируется работа антиюзовой автоматики по вибрациям указателей давления в тормозной системе "Тормоза колес" на центральном пульте пилотов (рис. 5.14).

Чтобы датчикам противоюзовых автоматов создать определенную раскрутку для их работы, запрещается затормаживать колеса перед приземлением; торможение рекомендуется включать только после опускания передней опоры на ВПП.

После замены тормозов во время стоянки самолета необходимо произвести их опробование при рулении на исполнительный старт.

37Рис. 4.5. Схема гидравлической системы торможения колес.

Стояночное торможение используется на стоянке самолета и перед запуском двигателей. Для установки самолета на стояночный тормоз необходимо нажать на педали командира ВС, вытянуть кнопку "Стояночный тормоз" на себя и отпустить педали; давление по манометрам "Тормоза колес" должно быть в пределах 110…130 кг/см2 (11…13 МПа). Для снятия стояночного тормоза необходимо вновь нажать на педали, тогда кнопка возвратится в исходное (утопленное) положение. Рекомендуется непрерывное использование стояночного торможения продолжительностью не более 48 часов.

На амортизаторах обеих главных опорах шасси установлены гидравлические блокировочные клапаны, связанные с верхними звеньями шлиц–шарниров. Их назначение: 1. При расжатых амортизаторах отключают подачу давления в тормоза колес, поэтому пасадка с заторможенными колесами невозможна. 2. Через блокировочные клапаны подается давление при дублирующем аварийном торможении (через дозатор ДОЗ–2, см. рис. 4.5).

Аварийное, дублирующее аварийное торможение и автоматическое подтормаживание колес

Аварийное торможение используется при отказе антиюзовой автоматики, угрозе выкатывания самолета во второй стадии пробега и в других случаях по усмотрению командира ВС. Управление системой осуществляется ручками на среднем пульте пилотов: при полном нажатии на ручки давление в тормозах редуцируется до величины 90…115 кг/см2 (9…11,5 МПа); давление в тормозах при аварийном торможении не контролируется.

38

Рис. 4.5. Схема гидравлической системы торможения колес.

Антиюзовая автоматика при аварийном торможении не работает, поэтому пользоваться тормозами следует осторожно: как предупреждающий сигнал об этом резко возрастают усилия на ручках при достижении давления в тормозах 55 5 кг/см2, т.е. когда колеса

перестают проворачиваться. Поэтому вытягивание ручек аварийного торможения должно быть плавным, при большой скорости пробега - на величину вначале не более, чем на половину их полного хода. По мере снижения скорости пробега (до 100 км/ч и ниже) можно плавно вытягивать ручки на полный ход - таким способом пневматики предохраняются от юзового разрушения.

Источником давления системы аварийного торможения является автономный гидроаккумулятор 14 (рис. 4.2), который заряжается через электрокран 12 при нажатии

39

1 2 3 4

5

6

7

8

910

11

12

13

Рис. 4.7. Средняя приборная доска пилотов:1 – 2ППНТ; 2 – 2ППВН; 3 – ПНГ–15К; 4 – 3ППНТ–К; 5 – ТС–5; 6 – ППДА–III; 7 – УСВП; 8 – ПУИ; 9 – УШДБ; 10 – УШ; 11 – ИНЗ; 12 – табло командной сигнализации; 13 – ЭУП.

кнопку "Зарядка аккум." на рабочем месте бортинженера. Зарядка контролируется по указателям "Аварийн. тормож." у бортинженера и КВС (рис. 4.3, 4.4), там же находятся красные светосигнализаторы разрядки гидроаккумулятора до давления 190 кг/см2 (19 МПа). Энергоемкость гидроаккумулятора 10 ... 12 затормаживаний.

В состав системы аварийного торможения входят (рис. 4.5):- два редукционных клапана УГ-122-2 (поз. 7, рис. 4.5), при обжатии которых ручками

давление подается по параллельным каналам в тормозные цилиндры колес;- два (на каждую тележку) дозатора 9;- гидропереключатель 12, автоматически подключающий к аварийной тормозной

системе дублирующую аварийную тормозную магистраль (через ДОЗ–2) при появлении негерметичности в аварийной тормозной системе (расход более 600 см3);

- челночные клапаны переключения 15 подачи АМГ-10 в тормоза с основной магистрали торможения на дублирующую магистраль; установлены на каждом колесе.

Агрегаты системы торможения расположены в гидропанелях крыла.При негерметичности в системе аварийного торможения дозатор ДОЗ–1 запирает

неисправную магистраль, предотвращая полную разрядку гидроаккумулятора; гидропереключатель УГ-114 автоматически перепускает в этом случае АМГ-10 в линию дублирующего аварийного торможения. На рис. 4.5 обозначено: ОТ – линия основного торможения; АТ – линия аварийного торможения; ДАТ – линия дублирующего аварийного торможения, включается дозатором ДОЗ–2 при протекании через ДОЗ–1 более 600 см3

АМГ–10 (ДОЗ–1 запирается); и гидропереключателем 12; ДОЗ–2 также пропускает не более 600 см3 жидкости АМГ–10; переключатель 12 слив жидкости запирает, поэтому при дублирующем аварийном торможении антиюзовая автоматика не работает, хотя подача давления в тормоза происходит через те же устройства, что и при основном торможении.

После взлета самолета происходит автоматическое подтормаживание колес основных и передней опор шасси для уменьшения вибраций самолета и исключения гироскопического момента, возникающего при уборке опор с вращающимися колесами. Подтормаживание происходит при разжатии амортстоек главных опор и переводе рукоятки управлений уборкой-выпуском опор из нейтрального положения в положение "Уборка". Из магистрали 1-й гидросистемы АМГ-10 под давлением 40…65 кг/см2 через блокировочный клапан 19 (рис. 4.5) поступает в тормозные цилиндры всех колес. При установке рукоятки "Шасси" в положение "Нейтрально" жидкость стравливается из тормозных цилиндров колес. При обжатых амортизаторах основных опор блокировочный клапан отключает систему автоматического подтормаживания, но подключает системы основного и дублирующего аварийного торможения, что исключает посадку самолета с заторможенными колесами.

4.3.2. Система управления уборкой и выпуском шасси

Система предназначена для уборки шасси после взлета, а также для основного, аварийного и дублирующего аварийного выпуска.

Для уборки шасси необходимо рукоятку управления шасси, расположенную на верхнем электрощитке (рис. 4.6), перевести из нейтрального положения в положение на уборку (вверх), предварительно сняв ее с защелки поворотом флажка. После этого должны погаснуть зеленые светосигнализаторы и включиться красные на средней приборной доске пилотов (рис. 4.7) и бортинженера, которые должны погаснуть через 12 с, когда опоры установятся на замки убранного положения. В убранном положении систему необходимо выдержать под рабочим давлением 203…220 кг/см2 в течение 10 с, затем рукоятку перевести в нейтральное положение.

На верхнем электрощитке пилотов (рис. 4.6) находятся:- рукоятка управления положением шасси;- тумблер дублирующего аварийного выпуска шасси (под колпачком; выпуск от 3-й

гидросистемы);- тумблер "Разблокировка уборки" (под колпачком).

40

Система управления уборкой шасси имеет блокировку: при обжатых амортстойках (КВ на правой опоре) цепь управления уборкой разомкнута, т.е. убрать шасси при обжатых амортстойках невозможно. В случае не уборки шасси после взлета (из-за неисправности концевого выключателя) цепь управления уборкой можно замкнуть переключателем "Разблокировка уборки".

В систему уборки и основного выпуска входят следующие основные агрегаты гидросистемы:

1. Кран электрический КЭ-47 уборки и выпуска шасси управляется ручкой "Шасси" и имеет блокировку по обжатию шасси (КВ на правой амортстойке).

2. Гидроцилиндры уборки-выпуска основных опор (цилиндры-подкосы).3. Гидроцилиндры основного и аварийного снятия опор шасси с замков убранного

положения (в конструкции замка подвески).4. Гидроцилиндры управления задними створками гондол основных опор.5. Гидроцилиндр, установленный на механизме распора передней опоры, служит для

перевода звеньев механизма распора через "мертвое положение" (обратный прогиб).6. Гасители пульсаций 18 (рис. 4.1) служат для снижения колебаний давления,

создаваемых работающими гидронасосами НП-89, способствуют также плавности хода шасси при их уборке или выпуске.

7. Концевые выключатели (КВ) управления светосигнализаторами положения шасси: на цилиндр–подкосах основных опор – переключает с зеленого на красный при уборке и наоборот при выпуске; на замках убранного положения основных опор – предварительно выключает красный при уборке, а окончательно выключает красный при уборке, – КВ на гидроцилиндрах створок; на механизме распора КВ переключает при уборке передней опоры с зеленого на красный, а выключает красный, – КВ на замке убранного положения; при выпуске передней опоры КВ на замке убранного положения включает красный, а КВ на механизме распора переключает его с красного на зеленый при установке ее в выпущенное положение.

На самолетах до № 254 перед уборкой необходимо затормозить колеса плавным нажатием на тормоза в течение 2…3 с.

Выпуск шасси от основной (первой) гидросистемы производится в обратном порядке: рукоятку "Шасси" необходимо снять с защелки и перевести из нейтрального положения в положение "Выпуск" (вниз). После открытия створок гондол основных опор и снятия с крюка подвески передней опоры загораются красные светосигнализаторы промежуточного положения; после установки основных опор на цанговые замки цилиндров-подкосов и фиксации механизма распора передней опоры в выпущенном положении загораются зеленые светосигнализаторы шасси. Продолжительность горения красных светосигнализаторов 15 с; после загорания зеленых - выдержать систему под номинальным давлением 20…25 с, затем установить рукоятку "Шасси" в нейтральное положение и законтрить.

Аварийный выпуск шасси производится от второй гидросистемы. Для этого необходимо:

1. Убедиться, что рукоятка "Шасси" основного выпуска (1-й гидросистемы) находится в нейтральном положении и зафиксирована защелкой.

2. Нажав на кнопку рукоятки "Шасси. Аварийный выпуск", вытянуть рукоятку вверх до упора и оставить ее в этом положении. Рукоятка находится на правом пульте пилотов, усилие, прикладываемое к рукоятке при аварийном выпуске, равно 6…8 кг (60…80 Н).

3. Проконтролировать загорание красных светосигнализаторов: через 26 с они должны погаснуть и загорятся зеленые.

Рукоятку аварийного выпуска необходимо оставить в верхнем положении до завершения полета и выяснения причин невыпуска шасси от 1-й гидросистемы; во 2-й гидросистеме должно непрерывно поддерживаться рабочее давление 203…220 кг/см2 (20,3…22 МПа). При аварийном выпуске шасси задние створки основных опор остаются открытыми.

41

В систему аварийного выпуска шасси дополнительно входят следующие агрегаты:1. Кран выпуска: управляется перемещением рукоятки вверх (на правом пульте).2. Клапан отключения - сообщает кран 1-й гидросистемы со сливом.3. Реле времени - служит для срабатывания агрегатов выпуска в последовательности:

открываются створки гондолы шасси, затем выпускаются опоры и устанавливаются на цанговые замки цилиндров-подкосов; задержка по времени составляет 2…4 с.

42

43

Рис. 4.6. Верхний электрощиток пилотов.

44

При отказе 1-й и 2-й гидросистемы (или невыпуске шасси при их использовании) производится дублирующий аварийный выпуск; категорически запрещается выпуск шасси от 3-й гидросистемы, если отказы произошли по линии выпуска 1-й и 2-й гидросистем, т.е. когда попытка выпуска шасси приводит к потере АМГ-10 в этих гидросистемах. Признаками такого отказа гидросистем являются (при попытке выпуска шасси от 1-й, а затем от 2-й гидросистем):

- давление падает ниже 100 кг/см2 и не восстанавливается;- уровень масла в баке 1-й и 2-й гидросистем понизился ниже нормы.При дублирующем аварийном выпуске необходимо:1. Убедиться, что рукоятка "Шасси" 1-й гидросистемы находится в нейтральном

положении, а рукоятка "Шасси. Аварийный выпуск" 2-й гидросистемы - в нижнем положении.

2. Переключатель "выпуск от 3-й гидросистемы" установить в нижнее положение ("Выпуск"), предварительно открыв колпачок; при выпуске загорятся красные светосигнализаторы и через 26 с погаснут, после чего загорятся зеленые.

3. Выдержать систему под давлением 20…25 с, затем переключатель "Выпуск от 3-й гидросистемы" установить в верхнее положение ("Выключено") и закрыть колпачком.

При выпуске шасси от 3-й гидросистемы створки гондол основных опор не закрываются; в систему входят те же агрегаты, что и в систему выпуска от 2-й гидросистемы, но имеется золотниковый распределитель, подключающий к системе аварийного дублирующего выпуска 3-ю гидросистему. Самостоятельных трубопроводов подвода жидкости АМГ–10 к гидроцилиндрам выпуска шасси 3–я гидросистема не имеет: после включения электрокрана АМГ–10 через челночный клапан направляется на выпуск по трубопроводам 2–й ГС, поэтому при невыпуске шасси из–за разрушения трубопроводов 2–й ГС нельзя использовать 3–ю ГС.

4.3.3. Система управления поворотом колес передней опоры шасси

В зависимости от серии, на самолетах Ту-154Б различны максимальные углы разворота колес передней опоры шасси в рулежном и взлетно-посадочном режиме:

а) до № 226: режим "Взлет-посадка" 830'; режим "Рулежка" 55 (при полном отклонении ручки на левом пульте);

б) с № 226 по № 359: углы отклонения в режиме "Взлет-посадка" составляют 7 от нейтрального положения; в режиме "Рулежка" 55; колеса можно разворачивать ручкой (на большие углы), педалями (на малые углы), а также ручкой и педалями одновременно;

в) с № 360: в режиме взлетно-посадочном углы отклонения колес равны 10; в режиме руления 63.

Включение управления разворотом колес производится двумя переключателями, расположенными на верхнем электрощитке пилотов (рис. 4.6): "Разворот колеса" и "8 - 55"; на самолетах с № 577 переключатель "Разворот колеса" перенесен на штурвал КВС.

На стоянке включать систему разворота колес запрещено; переключатель "Разворот колеса" должен быть в положении "Выключено", В этом случае горят светосигнальные табло: у пилотов "К взлету не готов", у бортинженера - "Разворот не включен" (рис. 2.5).

После страгивания самолета со стоянки включаются "Разворот колеса" и режим руления "55" (или 63): табло "К взлету не готов" продолжает мигать, табло "Разворот не включен" должно погаснуть и должно включиться табло (у бортинженера) "Разворот 55 (63)". Перевод на режим малых углов происходит после установки самолета по средней линии ВПП: при этом гаснут табло "К взлету не готов" и "Разворот 55 (63)", а ручка управления поворотом автоматически фиксируется в нейтральном положении.

На разбеге, при разжатии амортизатора передней опоры, система подготавливается к выключению концевым выключателем, установленным на шлиц-шарнире (двузвеннике) амортизатора; система не выключается на случай взлета самолета с задней центровкой, когда возможен случайный отрыв передней опоры от ВПП при рулении. Выключение системы

45

управления разворотом колес производится концевым выключателем, установленным на механизме распора, после чего система переводится в режим центрирования.

При выключении системы или отказе 2-й гидросистемы управление поворотом колес переходит в режим демпфирования.

В систему управления поворотом колес передней опоры входят следующие агрегаты:1. Электромагнитный кран ГА-163Т/16: управляется переключателями "Разворот

колеса" "8 - 55" ("63 - 10"). Кран имеет три блокировки: на шлиц-шарнире амортизатора передней опоры, механизме распора и амортизаторе правой опоры.

2. Гидропульт РГ-16А на самолетах с № 266 заменен на агрегат управления разворотом колес. Служит для подачи АМГ-10 в одни полости РДЦ и слива из других. Управление распределительными золотниками агрегата производится от педалей (рис. 3.4) через жесткие тяги и качалки или от ручки управления через тросовую проводку. Агрегат управления (гидропульт РГ-16А) связан жесткой связью с поворотным цилиндром РДЦ.

3. Гидромеханический ориентир установлен с самолета № 226, предназначен для фиксации ручки управления в нейтральном положении при включении режима малых углов разворота.

4.Гидропневматический ориентир устанавливает колеса в нейтральное положение после отрыва самолета от ВПП (в режим центрирования); заряжен азотом до давления 90 2 кг/см2.

5. Клапан переключения автоматически включает режим демпфирования при падении давления во 2-й гидросистеме или выключении системы разворота.

6. Рулежно-демпфирующий цилиндр (РДЦ) - гидроцилиндр вращательного действия служит для разворота колес передней опоры шасси (совместно с амортизатором). РДЦ с гидроагрегатом РГ–16А и шлиц шарниром обратной связи образуют гидроусилитель управления поворотом колес передней опоры.

4.3.4. Гидроагрегаты системы основного управления

В систему основного управления включены рулевые приводы (РП), являющиеся необратимыми гидроусилителями с жесткой обратной связью. Необратимые гидроусилители (рулевые приводы) полностью снимают усилия с проводки управления по тангажу, курсу и крену, осуществляют перемещения рулевых поверхностей в соответствии с перемещением рычагов управления в кабине пилотов.

В системе основного управления установлены:- два рулевых привода РП-56 в системе управления рулем высоты (по одному РП на

каждую половину руля);- один РП-56 в системе управления рулем направления;- два РП-55 в системе управления элеронами (по одному на каждый элерон);- два РП-57 и четыре РП-58 в системе управления элеронами-интерцепторами (по

одному РП-57 и по два РП-58 на каждое полукрыло).Трехкамерные рулевые приводы РП-56, РП-55 и однокамерные РП-57, РП-58 получают

питание от трех независимых гидросистем, что обеспечивает высокую надежность их работы. В РП-56 руля высоты АМГ-10 подается под давлением 125 кг/см2 (12,5 МПа), во все остальные - под номинальным рабочим давлением 210 кг/см2 (21 МПа). Рулевые приводы состоят из двух основных узлов: командно-распределительного и исполнительного (силового привода).

Перемещение командных рычагов (штурвала, колонки, педалей) через механическую проводку передается на входные качалки (рычаги) рулевых приводов, которые в свою очередь перемещают золотники (на трехкамерных РП три качалки и три золотника, на однокамерных - по одному) из нейтрального положения в рабочее на величину, соответствующую отклонению командного рычага. Смещение золотников из нейтрального в рабочее положение (одно из двух возможных) означает сообщений линий высокого давления гидросистемы с одной из камер исполнительного узла и с линией слива АМГ-10 в бак другой

46

камеры. Поршень исполнительного узла перемещает рулевую поверхность и своим движением приводит в нейтральное положение распределительный золотник, разобщая линии высокого давления и слива с камерами исполнительного узла (силового привода), - таким образом осуществляется обратная связь между величиной и знаком командного и исполнительного сигнала (движения).

Таблица 4.1

47

Основные характеристики рулевых приводов

ХарактеристикиРП-

56 (РВ)РП-

56 (РН)

РП-55

(элерон)

РП-57 (эл.-

интерц.)

РП-58 (эл.-интерц.)

1. Рабочий ход входного звена, мм 86 86 90 50 502. Рабочий ход исполнительного звена,

мм85 85 80 80

3. Максимальное усилие, развиваемое исполнительным звеном (силовым штоком), кГс (кН):

- от трех гидросистем- от двух гидросистем- от одной гидросистемы

2200 (22)

1400 (14)

540 (5,4)

4100 (41)

2600 (26)

1000 (10)

1600 (16)

1000 (10)

470 (4,7)

1500 (15)

900 (9)

на выдвижен.

на втягиван.

4. Усилие перемещения входной качалки, кГс (Н)

2(20)2(20

)2(20

)70(700) 1,5 (1,5)

5. Максимальная скорость отклонения рулевой поверхности, градус

38 55 40 60 60

6. Масса, кг 23,5 23,5 14,5 8,5 8,5

7. Рабочее давление, кг/см (МПа)125

(12,5)210

(21)210

(21)210

(21)210 (21)

Гидропитание РП-56 системы управления РВ производится через редуктор ГА-213, понижающий давление с 21 МПА до 12,5 МПа.

При падении давления в одной или двух гидросистемах усилие, развиваемое рулевым приводом, уменьшается соответственно на одну или две трети (см. табл. 4.1). Рабочие камеры отказавших систем не будут заперты, а находящаяся в них жидкость будет вытесняться через перепускные клапаны, чем обеспечивается нормальная работа оставшихся исполнительных узлов. Заклинивание одного из распределительных золотников любого РП также не приводит к отказу рулевого привода, т.к. входные качалки соединены с распределительными золотниками торсионными (скручиваемыми) валиками; при заклинении распределительного золотника несколько увеличивается усилие, необходимое для перемещения входных качалок работоспособных золотников.

РП-56 системы управления РВ установлены на заднем лонжероне стабилизатора (на каждой его половине), а РП-56 системы управления РН - в нижней части киля на третьем лонжероне.

В каждом канале системы основного управления установлено по одному встроенному электрогидравлическому агрегату РА-56В-1. Рулевые агрегаты (РА) РА-56В-1 являются исполнительными механизмами системы автоматического управления (САУ) и служат для автоматического управления РВ, РН и элеронами через рулевые приводы при автоматическом и совмещенном управлении. РА-56В-1 параллельно подсоединены к проводке управления рулями, преобразует электрические сигналы в перемещение командно-распределительных золотников, подающих давление из трех гидросистем в исполнительные механизмы (силовые цилиндры) рулевых агрегатов РА-56В-1. Рулевые агрегаты РА–56В–1 являются такими же гидроусилителями как и РП–55, РП–56; получают гидропитание одновременно от 1–й, 2–й и 3–й гидросистем, имеют три командно–распределительных золотника и, соответственно, три исполнительных (силовых) штока. Их основные отличия от РП–55, 56: а) управление распределительными золотниками электрическое, а не механическое, поэтому и обратная связь – электрическая; б) развиваемое усилие намного меньше чем РП–55, 56 (сравни с табл. 4.1), имеют перепускные клапаны (кольцевания) на случай отказа какой–либо гидросистем.

48

Основные данные РА-56В-1:

Давление гидропитания, кг/см2 (МПа) 210 (21)Число силовых цилиндров и распределительных золотников 3Расчетное усилие исполнительного звена, кГс (Н) 95 5 (950)Ход выходного звена РА, мм 35 + 2,5

-1

Максимальная скорость выходного звена РА, мм/с 85

4.3.5. Гидроагрегаты систем управления механизацией крыла

Гидроагрегаты установлены в системах управления закрылками, средними и внутренними интерцепторами.

Исполнительным механизмов (силовым приводом) системы управления закрылками является рулевой привод РП-60-1 - реверсивный электрогидравлический привод вращательного типа, в состав которого входят:

- две головки управления с электрогидравлическими клапанами и с регулятором расхода;

- два девятиплунжерных гидродвигателя с вращающимися блоками цилиндров и неподвижным наклонным опорным подшипником;

- два перепускных клапана в корпусе каждого гидродвигателя для сглаживания высоких давлений, возникающих при включении РП-60-1, останове и реверсе ротора;

- два фрикционных тормоза для фиксации вала гидродвигателя при отсутствии давления (выключенном РП); на корпусе тормоза имеется резьба для подсоединения устройства растормаживания вала при наземном техобслуживании системы управления закрылками;

- редуктор, который суммирует крутящие моменты, создаваемые двумя гидродвигателями; к выходному валу редуктора подсоединяются дюралевые валы трансмиссии закрылков. На корпусе редуктора установлен МКВ–42А, – потенциометрический датчик вращательного типа обратной связи (электрической); через МКВ–42А поступают электросигналы на открытие–закрытие электрокранов подачи и слива АМГ–10 от 1–й и 2–й гидросистем.

- ручной привод для наземных проверок системы; съемная рукоятка привода имеет срезной шрифт, рассчитанный на М=2,5 кГм (25 Н м) для защиты привода от поломок.

Данные привода РП-60-1:

Максимальный момент на выходном валу, кГс м (н м) 20 (200)Количество оборотов выходного вала, об 212 (+6 - 30)Масса, кг 51Управление средними интерцепторами осуществляется четырьмя однокамерными

гидравлическими рулевыми приводами РП-59 (по одному на каждую секцию интерцептора), имеющими жесткую обратную связь (следящую схему управления). Шток РП-59 шарнирно прикреплен к заднему лонжерону крыла, а корпус - к кронштейну интерцептора (рис. 5.10): при перемещении входной качалки на подачу АМГ-10 через распределительный золотник в рабочую камеру происходит перемещение корпуса РП относительно штока, который "догоняет" качалку, устанавливая распределительный золотник РП на перекрытие доступа и слива масла АМГ-10 из рабочих камер корпуса; таким образом, осуществляется обратная связь между управляющим движением входной качалки и рабочим ходом корпуса РП-59.

Основные данные РП-59:

Ход входного и выходного звена, мм 75Развиваемое усилие, кГс (кН) - на выпуске 6500 (65)

- на уборке 4500 (45)Усилие перемещения входной качалки, кГс (Н) 2 (20)

Максимальная скорость отклонения интерцепторов

49

без внешней нагрузки, град/с 40Масса, кг 8,5Приводы установлены в зоне нервюр № 16 и № 20 ОЧК; подвод жидкости произведен

гибкими шлангами (давление 21 МПа).В системе управления внутренними интерцепторами установлены обычные

гидроцилиндры двустороннего действия (на выпуск и уборку), которые в убранном положении интерцепторов запираются двойными шариковыми замками. Управление подачей и сливом АМГ-10 из рабочих камер гидроцилиндров производится трехпозиционным электромагнитным краном ГА-142/1. Между краном и гидроцилиндрами установлен реверсивный порционер ГА-57/IV, который служит для синхронного выпуска и уборки внутренних интерцепторов левой и правой половины крыла. Допускаемое рассогласование в положении интерцепторов не более 5, что объясняется большим влиянием положения интерцепторов на величину подъемной силы полукрыльев (возможен крен и разворот самолета при большой разности углов выпуска внутренних интерцепторов).

Поршни гидроцилиндров внутренних и рулевых приводов средних интерцепторов в убранном положении фиксируются шариковыми замками. При случайной расфиксации замков включаются концевые выключатели, на средней приборной доске загораются желтые светосигнализаторы "Замки интерцепторов открыты".

50

5. СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

Системы управления включают:1. Системы основного управления самолетом: продольного, путевого и поперечного

управления.2. Систему управления стабилизатором.3. Системы управления механизацией крыла.Управление двигателями и другими самолетными системами рассматривается в

соответствующих разделах.

5.1. Системы основного управления

Электрогидромеханический комплекс основного управления работает в следующих режимах:

1. Режим штурвального управления, при котором управление самолетом производится обычным перемещением командных рычагов при работе комплекса автоматов бортовой системы управления (АБСУ-154).

2. Режим полуавтоматического управления, когда пилот управляет самолетом по показаниям стрелок командно-пилотажных приборов при одновременной работе АБСУ-154.

3. Режим автоматического управления, при котором самолетом управляет АБСУ-154 совместно с пилотажно-навигационным комплексом.

В систему основного управления входит управление рулями высоты, направления, элеронами и элеронами-интерцепторами. Командными рычагами являются штурвальные колонки и педали левого и правого пилотов, жестко связанные между собой и синхронно перемещающиеся при управлении самолетом кем-либо из пилотов.

В системе основного управления установлены необратимые следящие гидроусилители (рулевые приводы, бустеры, сервоприводы), поэтому пилоты фактически управляют

положением входных качалок командно-распределительных узлов рулевых приводов, преобразующих энергию давления масла АМГ-10 гидросистем в работу по перемещению рулевых поверхностей. В связи с отсутствием нагрузки в цепи управления от командных рычагов до рулевых приводов в каждой цепи управления параллельно включены специальные загрузочные механизмы - пружинные загружатели двустороннего действия.

Управляющие движения на входные качалки рулевых приводов поступают от:- командных рычагов, управляемых

пилотами;- рулевых агрегатов РА–56 В–1,

параллельно подключенных к каждой цепи управления (установлены перед рулевыми приводами), работающих от сигналов АБСУ. Применение гидроусилителей позволило использовать автоматические системы управления, получить требуемые характеристики устойчивости и управляемости самолетом, упростить технику пилотирования.

51

Рис. 5.1. Роликовые направляющие тяг.

Рис. 5.2. Типовое соединение тяг с нелегурируемыми вильчатыми наконечниками.

5.1.1. Характеристики проводки управления

Движение командных рычагов основного управления передается на входные качалки рулевых приводов с помощью механической проводки. Механическая проводка состоит из трубчатых дюралевых тяг, роликовых направляющих, поводков и качалок (рис. 5.1). Шарнирные соединения тяг (рис. 5.2) имеют высокий класс точности для исключения люфтов и закрываются чехлами; длина тяг 0,28…2,2 м, диаметр 35…50 мм, число тяг в каждой проводке управления: рулем высоты 39 штук, рулем направления 31 штука, элеронами - 35 штук.

Проводка управления расположена под полом кабины с левого борта, большая часть ее длины проложена в роликовых направляющих (рис. 5.1); поводки и качалки используются в основном в районе центроплана крыла и киля - для изменения направления, передаточного числа или подсоединения трех тяг (двух ведомых и одной ведущей). Обычно каждая вторая тяга имеет резьбовые ушковые наконечники для регулировки длины проводки и

возможности ее поворота в роликовых направляющих (вокруг продольной оси) в случае большой выработки стенки тяги в месте контакта с текстолитовыми роликами.

Ограничение хода проводки производится упорами: регулируемые упоры качалок проводки управления находятся на шпангоуте № 8 (в районе кабины пилотов), основные регулируемые упоры находятся на переднем лонжероне киля за РА-56В-1 (для РВ и РН) и на заднем лонжероне центроплана (для элеронов). Задние упоры ограничивают ход силовых штоков рулевых приводов: недоход поршня до крышки цилиндра должен составлять 20 по повороту руля.

Жесткая и тросовая проводка управления из герметичной в негерметичную зону фюзеляжа выходит через гермовыводы (рис. 5.4). В

системе управления рулями высоты и электронами после разветвления общей цепи управления на две самостоятельные установлены пружинные тяги (рис. 5.4), исключающие заклинивание всей проводки управления в случае отказа (заклинивания) какой-либо секции руля (элерона).

5.1.2. Система управления рулем высоты

В систему управления рулем высоты входят:1. Две колонки управления рулем высоты (рис. 5.3), жестко связанные между собой

карданным валом.2. Взлетно-посадочный (основной) пружинный загружатель.3. Полетный пружинный загружатель.

52

Рис. 5.3. Колонка управления рулем высоты левого пилота с пружинными загружателями.

4. Механизм включения полетного загружателя.5. Механизм триммирования нагрузок по каналу управления рулем высоты.6. Проводка управления рулем высоты.7. Рулевой агрегат РА-56В-1 (рис. 5.4, 5.6).8. Рулевой привод РП-56.9. Следящая тяга.10. Датчики ДПС-4, ДС-10, ДПС-2.К карданному валу колонок управления жестко крепятся рычаги, к которым, в свою

очередь крепятся (рис. 5.3): основной и полетный загружатели, следящая тяга, тяга проводки

53

Рис. 5.4. Проводка управления рулем высоты .

центрирующаяпружина

управления. Для компенсации изменения длины фюзеляжа под действием избыточного давления и температуры в проводку управления включена двуплечая качалка большой длины. Проводка управления передает движение от рычага карданного вала (рис. 5.3) или от выходного звена РА-56В-1 к золотникам (через входные качалки) рулевых приводов РП-56. У заднего узла крепления управляемого стабилизатора проводка разветвляется к рулевым приводам левой и правой половины РВ (рис. 5.4); в каждую ветвь проводки РВ включены пружинные тяги.Рулевой агрегат РА-56В-1 (рис.5.6, 5.9) является исполнительным механизмом АБСУ и служит для автоматического управления РВ во всех режимах работы системы; включается выключателями "Гидропитание РА-56" на панели контроля АБСУ на рабочем месте бортинженера. Рулевой агрегат включен в систему управления РВ через дифференциальную качалку, схема работы которой показана на рис. 5.9: если АБСУ-154 выключена, то поводок и коромысловая качалка вращаются относительно оси 0-0; если работает только АБСУ-154, а колонка управления рулем высоты находится в нейтральном положении, то коромысловая качалка вращается вокруг оси О1- О1; в случаях совмещенного управления величина перемещения тяги от дифференциальной качалки к РП-56 является суммой перемещений поводка и коромысловой качалки. При выключении АБСУ отключается гидропитание РА-56В-1 и пружинная центрирующая тяга устанавливает нижнее звено коромысловой качалки на общую ось 0-0 с поводком; первоначальная затяжка центрирующей пружинной тяги 51 2,5 кГс (510 Н).

Взлетно-посадочный пружинный загружатель служит для имитации аэродинамической нагрузки на колонках управления пропорционально углу отклонения РВ. Загружатель включен в систему постоянно и создает усилия при отклонении колонки на себя 6,0…38,5 кГс, от себя - 6.0…24 кГс.

Полетный пружинный загружатель включается автоматически после расжатия основных опор и уборки закрылков и автоматически выключается при их выпуске; кроме того, полетный загружатель может принудительно включаться и выключаться. Управление полетным загружателем производится трехпозиционным переключателем, установленным на козырьке средней приборной доски (рис. 4.7): в положении "Автомат" включение и выключение производится по положению закрылков, в положении "Взлет-Посадка" принудительно отключается, в положении "Полет" - принудительно включается. Выключенное положение полетного загружателя сигнализируется загоранием зеленого табло "Взлет-Пос. РВ" на табло командной сигнализации (на средней приборной доске), в процессе отключения или подключения мигает, а при подключенном загружателе - не горит.

Полетный загружатель ограничивает отклонение РВ в полете с целью предотвращения выхода самолета на большие перегрузки при непреднамеренном резком отклонении колонки управления. В полете, в диапазоне отклонения РВ на угол 9 сжимается пружина только основного (взлетно–посадочного) загружателя; в диапазоне отклонения рулей 8 … 9 начинается включение полетного загружателя; с углов рв = 9 усилия на колонке управления возрастает на 45 кГс и при дальнейшем отклонении колонки продолжает пропорционально увеличивается.

Механизм триммирования МЭТ-4У-45 предназначен для снятия нагрузок на колонке управления от пружинных загружателей при ручном управлении и для перемещения колонок при автоматическом управлении.

Механизм триммирования имеет три вида управления:- основное: ручное управление, - кнопками-ползунками на штурвалах пилотов

"Загружатель РВ";- аварийное ручное - нажимным переключателем "Авар. триммир. Пикирование.

Кабрирование", расположенным на среднем пульте пилотов (рис. 5.14);- автоматическое - системой АБСУ при включении автоматических режимов ее работы.

54

датчик нейтрального положения электромеханизм триммерного

эффекта загружателя

механизм регулирования педалей под рост пилота

взлетно–посадочный загружатель

качалка

тяга к РН

Рис. 5.5. Управление рулем направления (в кабине пилотов).

55

Рис. 5.6. Проводка управления рулем направления (в хвостовой части).

поводоккачалка

гермовывод тяг

А – АУСТАНОВКА РУЛЕВОГО АГРЕГАТА

РА–56В–1

56

Система триммирования нагрузок РВ имеет два подканала питания, цепи управления защищены соответственно двумя АЗС: "Триммирование РВ 1 п/к и 2 п/к", а также АЗС "Авар. триммир.".

Аварийное управление используется при отказе основного; при нажатии переключателя

аварийного триммирования в любое из положений

"Пикирование" или "Кабрирование"

управление от кнопок на штурвале отключается, обратный переход на

основное триммирование возможен только

выключением, а затем включением АЗС

"Триммирование РВ авар.".Перед полетом

контролируется нейтральное положение

механизма триммирования РВ по загоранию зеленого

светосигнального табло "Нейтрал. тангаж" на

средней приборной доске (рис. 4.7).

Следящая тяга (рис. 5.3) предназначена для отключения режимов автоматической стабилизации тангажа (управления от АБСУ) при отклонении пилотом колонки на величину, соответствующую отклонению РВ на 4 30` от стриммированного положения.

Датчик ДПС-4 (рис. 5.3) из комплекта АБСУ служит для выдачи сигнала, пропорционального ходу штока триммирующего электромеханизма МЭТ-4у-45.

Датчик ДПС-2 (из комплекта АБСУ) служит для выдачи

57

Рис. 5.14. Центральный пульт пилотов.

Полетный загружатель ограничивает диапазон отклонения РН в полете путем создания дополнительного "силового" упора (60 кГс по педалям). Включение и отключение полетного загружателя осуществляется электромеханизмом МП-100М-36, который управляется тем же переключателем "Полетный загружатель РВ и РН", что и загружатель РВ. Отключенное положение полетного загружателя сигнализируется зеленым табло "Взлет-пос. РН" на средней приборной доске в табло командной сигнализации; в процессе подключения или отключения загружателя табло мигает, при включенном положении загружателя табло не горит. Принудительное (аварийное) отключение полетного загружателя (например, при посадке с убранными закрылками, с одним неработающим двигателем) производится перестановкой переключателя "Полетный загружатель РН и РВ" из положения "Автомат" в положение "Взлет-Посадка". В положении переключателя "Автомат" автоматическое включение полетного загружателя на взлете производится после разжатия левой амортстойки шасси и уборки закрылков, а на посадке его выключение производится после выпуска закрылков или обжатия левой амортстойки.

Электромеханизм триммерного эффекта управляется переключателем "Триммирование Руль направл.", расположенном на козырьке средней приборной доски. Нейтральное положение механизма сигнализируется горением зеленого табло "Нейтрал. курс", расположенном на средней приборной доске.

Датчик ДОР-2 служит для выдачи сигнала, пропорционального угловому перемещению РН.

Механизм стопора МС-15 РН предназначен для стопорения РН на стоянке самолета; стопорение РН производится в диапазоне его отклонения 0 30, установка происходит при перемещении педалей и установке переключателей "Бустерное управление 1, 2, 3" в положение "Выключено". Расстопоривание РН происходит при наличии давления хотя бы в одной гидросистеме и положении "Включено" соответствующего переключателя "Бустерное управление".

Основные эксплуатационные характеристики системы управления рулем направления:Углы отклонения руля направления 25Полный ход педалей, мм 120Время подключения или отключения полетного загружателя, с 11,5

1,5Диапазон углов отклонения РН при работе АБСУ 10Диапазон отклонения РН, в котором происходит полное снятие нагрузкимеханизмом триммерного эффекта 5

30'Среднее время непрерывного триммирования в одну сторону, с 5 1

5.1.4. Система управления элеронами

Система управления элеронами включает следующие элементы: штурвалы пилотов, проводку управления, электромеханизм триммерного эффекта, рулевой агрегат РА-56В-1, два рулевых привода РП-55, следящую тягу, датчики ДПС-2 и ДОР-2 (рис. 5.7, 5.8).

Штурвалы левого и правого пилотов, жестко связанные между собой тягой (рис. 5.7), передают движение через зубчатую цепь и тросовую проводку на секторную качалку, затем на двуплечую качалку тягам проводки управления. На заднем лонжероне крыла проводка управления разветвляется на левую и правую цепи (рис. 5.8), в которые включены пружинные тяги для возможности управления элероном одной половины крыла в случае заклинения цепи управления элероном другой половины или при заклинении одного РП-55; при этом нагрузка на штурвале возрастает на 12…26 кГс (120…260 Н).

Тяга управления элеронами находится на оси вращения колонок управления РВ, чем исключается взаимовлияние управления элеронами и рулем высоты.

Пружинный загружатель включен в проводку управления постоянно, создает нагрузку на штурвалах, пропорциональную отклонению элеронов (рис. 5.8).

59

Электромеханизм триммерного эффекта (рис. 5.7) служит для снятия нагрузок на штурвалах от пружинного загружателя в диапазоне отклонения элеронов 5 ( 30 по штурвалу). Управление триммированием производится нажимным переключателем "Триммирование. Элероны", расположенном на козырьке средней приборной доски (рис. 4.7). Нейтральное положение механизма триммирования сигнализируется загоранием зеленого светосигнального табло "Нейтрал.крен" на средней панели приборной доски (рис. 4.7).

Датчик ДПС-2 (из комплекта АБСУ) служит для выдачи сигнала, пропорционального отклонению штурвала.

Датчик ДОР-2 служит для выдачи сигнала в систему АБСУ, пропорционального отклонению элеронов (установлен на заднем лонжероне правого ОЧК).

Рулевой агрегат РА-56В-1 и рулевой привод РП-55 выполняют те же функции, что и аналогичные им агрегаты систем управления РВ и РН.

Основные эксплуатационные характеристики системы управления элеронами:Полный поворот штурвала 125Отключение АБСУ следящей тягой при отклонении штурвала(по элеронам) 345Усилие предварительной затяжки пружины в пружинной тяге элеронов, кГс 80 4Время непрерывного триммирования, с 6 1Отклонение элеронов от АБСУ 10

5.1.5. Система управления элеронами-интерцепторами

Элероны-интерцепторы повышают эффективность поперечного управления и отклоняются только вверх при отклонении элеронов вверх на углы более 130.

Система управления каждым элероном включает в себя следующие элементы: дифференциальный механизм, жесткую проводку управления, пружинную тягу, рулевой привод РП-57 и два рулевых привода РП-58 (рис. 5.10).

Дифференциальный механизм состоит из двух рулевых качалок, связанных между собой тягой–тандером: одна качалка расположена параллельно плоскости нервюры элерона (ведущая качалка), другая качалка (ведомая) – параллельна стенке заднего лонжерона крыла. Дифференциальный механизм обеспечивает перемещение проводки элеронами-интерцепторами при отклонении элеронов вверх на угол более 130 и неподвижность

60

Рис. 5.7. Штурвал управления элеронами.

интерцепторов в убранном положении при перемещении элеронов в диапазоне углов: 0…130 вверх, 0…20 вниз. На внутренней нервюре носка элерона на стальной накладке укреплен упор, который входит в контакт с роликом болта, ввернутого в двуплечую качалку, если угол поворота элерона превышает 130. Второе плечо качалки (нижней, рис. 5.10) соединено тягой-тандером с верхней двуплечей качалкой, связанной с проводкой управления РП-57. Пружинная тяга, включенная в проводку управления РП-57, обеспечивает перемещение элерона в случае заклинивания элерона-интерцептора.

Проводка управления непосредственно связана только с входной качалкой РП-57. Оба РП-58 механически связаны с командно-распределительным узлом РП-57 через пружинный цилиндр (на РП-57), который возвращает элерон-интерцептор в исходное положение при снятии управляющего движения от элерона. Расчетное усилие пружинного цилиндра возврата (на РП-57) равно 50 кГс (500 Н) (рис. 5.11); предварительная затяжка пружинной тяги равна 110 6 кГс (1100 Н).

5.2. Система управления стабилизатором и механизацией крыла

К механизации крыла относятся средства, улучшающие взлетные и посадочные характеристики самолета: закрылки, предкрылки, средние и внутренние интерцепторы; элерон–интерцепторы являются рулевыми поверхностями (рулями крена); управляемый стабилизатор относится к средствам балансировки самолета.

61

пружинная тяга

вид А

в кабину экипажа

качалкагерметический

узел

Рис. 5.8. Проводка управления элеронами на заднем лонжероне центроплана крыла.

5.2.1. Управление средними

интерцепторами

Как и все современные самолеты самолет Ту–154 имеет высокое аэродинамическое (полетное) качество, поэтому, с учетом достаточно большой силы тяги малого газа двигателей, снижение самолета с крейсерской высоты происходит по весьма пологой траектории из–за чего увеличивается продолжительность полета и уменьшается расход топлива.

Средние интерцепторы используются для увеличения крутизны снижения с крейсерской высоты полета с целью экономии топлива, б`ольшей точности входа в нужную зону аэропорта при заходе на посадку, а также используются при экстренном снижении, послепосадочом пробеге и при прерванном взлете.

Управление средними интерцепторами осуществляется четырьмя однокамерными рулевыми приводами РП-59 (по одному на каждую секцию интерцептора).

Распределительные золотники рулевых приводов перемещаются через входные качалки и проводку управления от рукоятки, расположенной на центральном пульте пилотов (рис. 5.14 на стр. 49): переднему положению рукоятки соответствует убранное положение интерцепторов, заднему - выпущенное, любое промежуточное положение интерцепторов определяется по лимбу, установленному на среднем пульте у основания рукоятки.

В убранном положении интерцепторы запираются механическими замками, установленными в каждом рулевом приводе РП-59, а рукоятка стопорится защелкой; в промежуточном и выпущенном положении интерцепторы фиксируются гидрозамками рулевых приводов, а рукоятка управления в промежуточном положении удерживается пилотом; в выпущенном положении интерцепторов (45) рукоятка стопорится защелкой.

В управлении средними интерцепторами используется в основном тросовая проводка, проходящая по левому борту фюзеляжа; на заднем лонжероне центроплана через

62

Рис. 5.9. Схема подключения рулевого агрегата к проводке основного управления.

распределительный барабан тросовая проводка разделяется на левую и правую ветви, через гермовыводы подходит к секторным качалкам, установленным на заднем лонжероне крыла возле интерцепторов. От секторной качалки к рулевым приводам РП-59 подходят жесткие тяги. В районе секторных качалок установлены замки (рычаги с роликами и пружинами), предназначенные для стопорения качалок в положении "Интерцепторы убраны", устранения перемещения входных качалок РП-59 и снятия их с замков из-за изменения натяжения тросов, возникшего в процессе эксплуатации.

Для подачи гидропитания к рулевым приводам в системе управления средними интерцепторами установлен двухпозиционный электромагнитный кран ГА-158 (с датчиками). При перемещении рукоятки управления интерцепторами назад (на выпуск) на 15…20 мм замыкается концевой выключатель А-812В, открывается кран ГА-158 и АМГ-10 под давлением 210 кг/см2 (21 МПа) поступает ко всем РП-59, интерцепторы перемещаются

63

Установка дифференциального механизма управления элерон–интерцепторами

Рис. 5.10. Схема отклонения элерон–интерцепторов.

элерон

на заданный угол. После снятия РП-59 с механических замков загораются два желтых табло на средней приборной доске "Замки интерцепторов открыты. Средн." от концевых выключателей, установленных на рулевых приводах РП-59. При установке рукоятки в положение "Убрано" кран ГА-158 остается открытым на подачу давления в РП-59 до тех пор, пока последний рулевой привод не станет на механический замок и их концевые выключатели не выключат табло выпущенного положения интерцепторов. Такая схема обеспечивает автоматическое

включение крана ГА-158 при случайном (непредусмотренном) выпуске интерцепторов. В случае отказа гидросистемы 1 при выпущенных интерцепторах они просаживаются в положение "Убрано" до угла 1,7…9 в зависимости от скорости полета и положения закрылков; при этом рукоятка управления должна перемещаться и, если она находится на защелке 45, необходимо ее с заделки снять.

Максимальный угол отклонения средних интерцепторов составляет 45, максимальный угол поворота рукоятки управления - 60 (лимб оттарирован на диапазон углов 0…45).

5.2.2. Управление внутренними интерцепторами

Внутренние интерцепторы выпускаются при послепосадочном пробеге и прерванном взлете для торможения самолета. Эффективность торможения при выпуске интерцепторов достигается в основном за счет гашения подъемной силы (увеличения нагрузки на колесные тормоза) и частично за счет увеличения аэродинамического сопротивления. Эффективность выпуска интерцепторов требует строгой синхронизации их положения, поэтому в системе гидропитания силовых цилиндров управления интерцепторами установлен гидравлический синхронизатор ГА-157/IV. Жидкость АМГ-10 подается в два гидроцилиндра (по одному на каждую секцию интерцептора) через трехпозиционный электромагнитный кран ГА-142/1.

Выпуск интерцепторов возможен только при обжатых обоих амортстойках основных опор шасси (обжатии КВ), сигнализируется загоранием двух желтых светосигнальных табло "Интерцепторы. Внутр." на средней приборной доске и миганием табло "К взлету не готов" на козырьках приборных досок пилотов. Возможен ручной и автоматический выпуск внутренних интерцепторов. При ручном выпуске интерцепторов необходимо нажать на кнопку КНР-1, расположенную на головке рукоятки управления средними интерцепторами и перевести ее назад на 15…20 мм; при этом замыкается КВ А-812В, открывается кран ГА-142/1 и АМГ-10 подается в гидроцилиндры выпуска интерцепторов. В убранном положении гидроцилиндры фиксируются двойным шариковым замком, в выпущенном положении удерживаются давлением жидкости в гидроцилиндрах.

Автоматический выпуск интерцепторов во взлетной конфигурации закрылков происходит при переводе рычагов управления реверсом тяги двигателей № 1 и № 3 вверх на угол 70, при этом срабатывают КВ рычагов реверса и включается кран ГА-142/1 на выпуск без перемещения рукоятки и без нажатия кнопки.

При посадочной конфигурации закрылков (з > 31) автоматический выпуск происходит при положении: обе главные опоры шасси обжаты; все РУДы в положении "Малый газ" или двигатели № 1 или № 3 в положении "Малый реверс". Уборка внутренних интерцепторов в этом случае происходит автоматически при установке РУД № 1 и № 3 из

64

Рис. 5.11. Рулевой привод РП–57 управления элерон–интерцепторами.

положения "Малый реверс" в положение "Максимальный реверс". При перемещении РУД из положения "Малый реверс" в положение "Максимальный реверс" выпуска интерцепторов не происходит, если перемещение РУР в положение "Малый реверс" произведено до обжатия главных опор.

Для уборки интерцепторов необходимо рукоятку управления средними интерцепторами переместить в положение 0 ("На уборку") или соответственно выключить реверс двигателей. При этом кран ГА-142/1 включается на уборку интерцепторов от

65

Рис. 5.12. Блок–схема управления стабилизатором:

1 – преключатель режимов управления стабилизатором (с колпачком, –крышкой);2, 4 – механизмы концевых выключателей системы управления закрылками;3 – задатчик (центровки) стабилизатора;5 – табло (зеленое) сигнализации работы МУС–3ПТВ;6 – редуктор с винтовой гайкой подъемника стабилизатора;7 – винт подъемника стабилизатора (со страховочным стержнем внутри);8 – направляющий рельс, – средняя опора стабилизатора;9 – задняя шарнирная опора стабилизатора;10 – механизмы концевых выключателей системы управления стабилизатором (№ 1 – левый, № 2 – правый по полету).

концевых выключателей и удерживается во включенном состоянии до момента погасания обоих табло "Внутр.". Для надежной постановки гидроцилиндров на двойные шариковые замки реле времени удерживает кран ГА-142 в положении на уборку дополнительно еще 2…10 с после погасания табло. На гидроцилиндрах установлены КВ, срабатывающие от шариковых замков. При случайном срыве интерцепторов с замков убранного положения кран ГА-142 автоматически включается "На уборку" (от КВ на цилиндрах).

5.2.3. Система управления стабилизатором

Управление стабилизатором производится при взлете и посадке самолета, в полете стабилизатор устанавливается в "Полетное" положение и его перестановка в полете не производится. Диапазон углов отклонения стабилизатора: -1,5 … -7 по отношению к строительной горизонтали самолета или 0 … -5,5 по указателю положения стабилизатора (УПС). Управление стабилизатором производится винтовым подъемником (рис. 5.12), который состоит из винта с трапецеидальной резьбой и гайки (самотормозящаяся винтовая пара), приводимой в действие двумя электромеханизмами МУС-3ПТВ через редуктор. Винт шарнирно одним концом прикреплен к первому лонжерону стабилизатора, внутрь винта для надежности (на случай его разрушения) вставлен стальной стержень. Корпус редуктора с электромеханизмами крепится карданами к килю. Перемещение винта относительно вращающейся гайки ограничивается упорами винта. В случае перегрузки выходного вала фрикционная муфта будет пробуксовывать, ограничивая крутящий момент; при отказе одного электродвигателя время перекладки стабилизатора увеличивается вдвое. Выключение электромеханизма МУС-3ПТВ в крайних положениях осуществляется механизмом концевых выключателей МКВ-40А, установленных на подъемнике. Система управления стабилизатором (закрылками, предкрылками) может работать в режиме совмещенного управления и в режиме ручного управления; основным является режим совмещенного управления, при котором от рукоятки управления закрылками стабилизатор, закрылки и предкрылки одновременно перемещаются в согласованное положение.

Управление стабилизатором в ручном режиме производится переключателем, расположенным на козырьке средней приборной доски (рис. 4.7 на стр. 33) при полностью открытой крышке переключателя; при закрытой крышке переключателя включается режим совмещенного управления.

При установке переключателя в положение "Кабрир." (в ручном режиме) стабилизатор должен перекладываться в положение "-5,5", при установке переключателя в положение

66

Рис. 5.13. Блок–схема системы перемещения закрылков СПЗ–1А–01.

"Пикир." стабилизатор устанавливается в положение "0". Контроль углов отклонения стабилизатора производится по совмещенному указателю стабилизатора и РВ (рис. 4.7 на стр. 33). Кроме того, при работе электромеханизма МУС-3ПТВ мигает светосигнальное табло "Стабил. включен" на средней приборной доске.

С самолета № 215 на козырьке средней приборной доски установлен задатчик центровки с цветной маркировкой и метками: П - передняя центровка (зеленая метка), С - средняя центровка (белая метка), З - задняя центровка (желтая метка); задатчик центровки используется при управлении стабилизатором в совмещенном режиме (совместно с закрылками и предкрылками).

Время уборки (выпуска) стабилизатора на земле составляет 27,5 с от двух моторов, от одного мотора 55 с.

5.2.4. Система управления предкрылками

Управление предкрылками осуществляется с помощью электромеханической системы, включающей в себя реверсивный электромеханизм ЭПВ-8П с редуктором (рис. 2.12), трансмиссию, винтовые подъемники. Электромеханизм ЭПВ-8П имеет два электродвигателя, каждый из которых питается по независимому каналу управления; время выпуска (уборки) предкрылков на земле составляет 15 с, при отказе одного электродвигателя увеличивается вдвое (30 с). В крайних положениях электромеханизм ЭПВ-8П выключается механизмом концевых выключателей МКВ-40А, расположенным на валу трансмиссии.

Режим управления предкрылками определяется положением колпачка переключателя, расположенного на верхнем электрощитке пилотов: при закрытом колпачке включается цепь совмещенного управления, при открытом - ручного. Контроль положения предкрылков осуществляется по табло, расположенному на средней приборной доске: при выпущенных предкрылках табло горит ("Предкр. выпущ."), в процессе уборки-выпуска мигает, при убранных предкрылках не горит. Для уборки или выпуска предкрылков в ручном режиме переключатель необходимо поставить в соответствующее положение: "Уборка" или "Выпуск". Предкрылки выпускаются на полный угол, т.е. промежуточного положения не имеют (при нормальном управлении).

Для предупреждения взлета с невыпущенными предкрылками при установке всех рычагов управления двигателями (РУД) на угол более 85 срабатывает звуковая сигнализация и мигает табло "К взлету не готов".

Углы отклонения предкрылков, град: внутреннего 20 среднего 20 внешнего 16

Средний угол отклонения предкрылков (по РЛЭ) равен 18,5.В системе управления предкрылками применяются винтовые подъемники двух типов:

на внутренних предкрылках используются подъемники шариковые винтовые, на средних и внешних предкрылках - винтовые подъемники с трапецеидальной резьбой. Подъемники шарнирно крепятся к переднему лонжерону крыла и предкрылкам (по два на каждую секцию), профиль движения создается направляющими рельсами (закреплены на предкрылках), которые перемещаются по кареткам, прикрепленным к нервюрам носка крыла.

При выключенной системе управления предкрылки фиксируются муфтами сцепления (торможения) электромеханизма ЭПВ-8П, дополнительно в убранном положении фиксируются упорами на носке крыла, что устраняет вибрацию предкрылков в полете. Электромеханизм имеет фрикционную муфту защиты от перегрузок при выходе системы на упоры подъемников и при быстром реверсе электромеханизма.

5.2.5. Система управления закрылками

Система перемещения закрылков СПЗ-1А обеспечивает их перемещение на углы, задаваемые рукояткой управления по лимбу, расположенному на верхнем электрощитке пилотов, а также обеспечивает выдачу управляющих сигналов в системы управления

67

предкрылками и стабилизатором от рукоятки закрылков в совмещенном режиме управления.Система перемещения закрылков электрогидравлическая, двухканальная по электро- и

гидропитанию; при отказе одного канала система работоспособна, но время перемещения закрылков увеличивается вдвое.

Исполнительным звеном СПЗ-1А является гидропривод РП-60-1, установленный на заднем лонжероне центроплана справа, в районе третьей нервюры (рис. 2.10, поз. 7). В комплект СПЗ-1А также входят: трансмиссия с винтовыми подъемниками, механизмы концевых выключателей МКВ-43, МКВ-42А, МКВ-41, МКВ-45, блок усиления и коммутации 6Ц-254-4.

МКВ-43 установлен на верхнем электрощитке пилотов (рис. 4.6) под рукояткой управления закрылками, служит для выдачи управляющих сигналов, пропорциональных перемещению рукоятки управления в ручном и совмещенном режиме управления. Лимб под рукояткой управления имеет градуировку углов положения от 0 до 45.

МКВ-42А установлен на рулевом приводе РП-60-1, служит для выдачи следящих сигналов, пропорциональных углу отклонения закрылков (количеству оборотов выходного вала РП), и автоматического отключения РП в крайних рабочих положениях.

МКВ-41 (2 шт.) установлены на корпусе внешних винтовых подъемников закрылков, служат для выдачи сигналов синхронизации.

Центральный МКВ-41 (или МКВ-45) установлен на валу трансмиссии, в центроплане слева, служит для выдачи электросигналов на совмещенное управление предкрылками и стабилизатором.

Кроме раздельного (ручного) управления закрылками и совмещенного (одновременного, от одной рукоятки) управления закрылками, предкрылками и стабилизатором СПЗ-1А обеспечивает режим синхронизации: если разница в положениях внешних секций закрылков при их уборке или выпуске составляет более 315, происходит автоматическая остановка движения закрылков, а в дальнейшем, после перевода тумблера из положения "Автомат" в положение "Синхронизация" - автоматическое слежение исправных секций закрылков за неисправными. Переключатель режимов управления "Ручное", "Автомат", "Синхронизация" находится на верхнем электрощитке (рис. 4.6) под крышкой; там же находится аварийный выключатель электропитания СПЗ-1А под крышкой с надписью "Питан." (внизу надпись "Выкл.").

Контроль за работой СПЗ-1А и положением закрылков производится по:- двухстрелочному указателю положения закрылков (рис. 4.7 на стр. 33);- двум светосигнальным табло с надписями "Закрыл. 1 п/к", "Закрыл. 2 п/к", которые

мигают при работе системы;- манометрам 1-й и 2-й гидросистем, от которых питаются оба канала РП-60-1;- миганию светосигнальных табло "К взлету не готов", если закрылки не выпущены

перед взлетом;- сирене, которая включается при переводе РУД на режим более 85 по УПРТ, если

закрылки находятся не на углах 14…31;- поведению самолета в процессе уборки или выпуска закрылков.При ручном (раздельном) режиме управления закрылками для их выпуска (уборки) на

любой промежуточный угол необходимо:- трехпозиционный переключатель установить в положение "Ручное", переключатель

аварийного выключения питания (под крышкой) должен быть в верхнем положении;- перевести рукоятку управления закрылками из положения 0 в положение 45 (или

наоборот, при уборке: из положения 45 в положение 0);- при достижении закрылками требуемого угла (по указателям) перевести рукоятку из

крайнего положения (45 или 0) в положение требуемое, зафиксировав угол выпуска закрылков.

Рукоятка имеет фиксированные положения: 0, 15, 28, 45. Режим ручного управления используется при полном отказе автоматического управления, а также при отказе одного из

68

каналов автоматического режима для сохранения нормального времени уборки (выпуска) закрылков.

В режиме синхронизации система не управляема от рукоятки, но обеспечивает слежение исправного закрылка за неисправным. При появлении рассинхронизации закрылков и крена самолета необходимо немедленно перевести переключатель из положения "Автомат" или "Ручное" в положение "Синхронизация"; управление предкрылками и стабилизатором в этом случае производится в ручном режиме.

5.2.6. Совмещенное управление закрылками, предкрылками и стабилизатором

Режим совмещенного управления является основным и используется для упрощения работы экипажа.

При совмещенном режиме необходимо:- установить переключатели стабилизатора и предкрылков в нейтральное положение

"Выкл." и закрыть крышками (колпачками, рис. 4.6, 4.7);- включить тумблер "Питание" и установить переключатель режимов управления

закрылками в положение "Автом.";- установить рукоятку закрылков в нужное положение.В режиме совмещенного управления рукоятку "Закрылки" не следует задерживать в

диапазоне углов 5 … 10 (по лимбу) как при ее перемещении на выпуск, так и на уборку из-за необходимости нормальной коммутации цепей управления стабилизатором.

Часть самолетов Ту-154Б оборудована задатчиком положения центровки в системе управления стабилизатором, в связи с чем имеются различия в порядке срабатывания систем.

Порядок срабатывания систем в режиме совмещенного управления без задатчика стабилизатора

При установке рукоятки закрылков из положения "0" на любой угол, превышающий 10, происходит полный выпуск предкрылков, выпуск закрылков на заданный рукояткой угол и перестановка стабилизатора на угол "-3".

Перестановку стабилизатора из взлетного положения "-3" в посадочное "-5,5" можно произвести переключателем ручного управления стабилизатором (на "Кабрир.") при закрытом колпачке, если угол отклонения закрылков составляет 31 и более. При установке рукоятки закрылков из любого положения (более 10) в положение "0" будет одновременно происходить полная уборка закрылков и перестановка стабилизатора в полетное положение ("0") независимо от положения переключателя ручного управления стабилизатором, а после уборки закрылков до 0 начинается уборка предкрылков в полностью убранное положение.

При переводе рукоятки закрылков из положения "45" в положение "28" перестановки стабилизатора не происходит (из положения "-5,5" в "-3"), в этом случае необходимо перейти на ручное управление стабилизатором.

Контроль работы систем управления закрылками, предкрылками и стабилизатором производится по миганию светосигнальных табло (рис. 4.7 на стр. 33), а их положение - по соответствующим указателям и табло.

Порядок работы систем в режиме совмещенного управления с задатчиком стабилизатора

На самолетах с задатчиком центровки согласованное положение стабилизатора зависит не только от положения закрылков, но и от положения задатчика. Задатчик имеет три положения: "П", "С", "З" (рис. 4.7) и соответствующую окраску прямоугольников:

"П" - передняя центровка, зеленая окраска;"С" - средняя центровка, черная окраска;"З" - задняя центровка, желтая окраска.Перед взлетом задатчик центровки в нужное положение устанавливается по расчетным

данным центровки. Положение закрылков, предкрылков и стабилизатора в зависимости от положения задатчика центровки (задатчика стабилизатора) приведено в табл. 5.1.

69

Таблица 5.1

70

Положение стабилизатора в зависимости от положения задатчика центровки и

конфигурации самолета

Конфигурация самолета

Угол отклонения закрылков,

град

Положение предкрылков

Центровка самолета, % САХдо 28 от 28 до 35 более 35

Положение задатчика стабилизатора"П" зеленый цвет

"С" черный цвет

"З" желтый цвет

Согласованное положение стабилизатора, град

ПолетнаяВзлетнаяПосадочная

02845

УбраныВыпущены

Выпущены

0-35,5

0-1,5-3

000

Шкала указателя положения руля высоты имеет цветную маркировку (зеленую, черную, желтую), используемую для установки задатчика стабилизатора перед посадкой. Нужное положение переключателя определяется на высоте круга (400…600 м) перед выпуском шасси по балансировочному положению РВ и цветной маркировке шкалы:

- если стрелка РВ находится в зеленой (или черной, желтой) зоне шкалы, то задатчик устанавливается против зеленой метки "П" (черной "С", желтой "З");

- если стрелка РВ находится на границе цветных зон указателя, то задатчик стабилизатора устанавливается по усмотрению командира ВС в одно из положений, соответствующих цветам граничных зон.

Широкая часть зеленой зоны шкалы (-2…-10 РВ) обозначает зону допустимых отклонений РВ при снижении самолета по глиссаде. В случае выхода стрелки за эту зону необходимо произвести корректировку положения стабилизатора: на кабрирование - задатчиком или вручную, на пикирование - только вручную.

Порядок срабатывания систем (табл. 5.1):

- при установке рукоятки закрылков из положения "0" в положение "28" одновременно выпускаются закрылки на "28", полностью выпускаются предкрылки, а стабилизатор переводится в положение согласно табл.;

- при переводе рукоятки управления закрылками из положения "28" в положение "45" закрылки выпускаются на 45, а при достижении закрылками угла 31 начинается перестановка стабилизатора в согласованное положение в зависимости от положения задатчика;

- при установке рукоятки закрылков из "45" в "28" происходит уборка закрылков на 28 и перестановка стабилизатора;

- при установке рукоятки закрылков из положения "28" в положение "0" происходит полная уборка закрылков; при достижении закрылками положения 25 начинается перестановка стабилизатора в полетное положение (табл.5.1), а при достижении закрылками 14 начинается полная уборка предкрылков;

- при переводе рукоятки из положения "28" в положение "15" происходит уборка закрылков до угла 15, а предкрылки и стабилизатор остаются в согласованном положении; при переводе рукоятки закрылков из "15" в "0" происходит полная уборка закрылков и предкрылков и перестановка стабилизатора в полетное положение.

Табло "К взлету не готов" мигают перед взлетом в случаях:– не выпущены предкрылки;– не выпущены во взлетное положение закрылки;– горят табло "Замки интерцепторов средн.", "Замки интерцепторов внутр.";

71

– управление поворотом колес передней опоры не в положении "взлетное" (не в режиме малых углов); открыта крышка выключателей "Бустерное управление", т. е. не включен хотя бы один канал гидросистемы (не подведено гидропитание к рулевым приводам рулей хотя бы одной гидросистемы);

– не закрыты защелки на входных дверях левого борта и на служебной двери правого борта;

– не закрыты на ключ (защелки) багажные помещения;– закрыты защелки аварийных дверей и люков;– не закрыты замки дверей и люков (хотя бы одной).

72

6. ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА

Топливная система самолета служит для питания топливом основных двигателей и вспомогательной силовой установки (ВСУ).

Топливная система включает в себя следующие системы:- питания основных двигателей;- перекачки в расходный бак;- управления и измерения топлива (СУИТ4-1Т);- измерения температуры топлива в баках № 3;- измерения расхода топлива (СИРТ-2Т);- дренажа топливных баков;- питания ВСУ;- заправки самолета топливом;- слива топлива.Топливо размещается в шести топливных баках:- баки № 2 (левый и правый) - в центроплане крыла, между нервюрами 3…14;- баки № 3 (левый и правый) - в отъемной части крыла, между нервюрами 14…45;- бак № 1 находится в подфюзеляжной части центроплана, между бортовыми

нервюрами № 3, средним и задним лонжеронами центроплана;- бак № 4 (дополнительный) расположен перед баком № 1, т.е. между нервюрами № 3,

передним и средним лонжеронами центроплана.Баки герметизированы герметиками У3О-МЭС и УТ-32, являются самостоятельными

отсеками крыла, соединены с расходным баком № 1 трубопроводами перекачки топлива.Для контроля температуры топлива, имеющего ограничения по температуре, в баках №

3 установлены два индикатора температуры (с № 517), а на рабочем месте бортинженера - сигнализатор.

В топливо добавляются противокристаллизационные жидкости (ПВЖК): И, ТГФ, ТГФ-М, И-М в количестве 0,3 % (И, ТГФ) или 0,15 % (И-М, ТГФ-М). При наличии на самолете системы подачи противокристаллизационной жидкости непосредственно в топливо она не добавляется: по сигналу увеличенного перепада давления на фильтрах (P 0,5 кг/см2, "Фильтр засорен", загорается табло) бортинженер включает переключатель "Жидкость "И" циклично" в положение "Вкл.". После включения тумблера и подачи ПВЖК в топливо табло продолжает гореть в течение примерно 60 с.

Максимальное количество топлива, заправляемого в самолет: 49687 л (или 39750 кг при плотности 0,8 кг/смз); без бака № 4 - 41437 кг (или 33150 кг).

Количество топлива, заправляемого в баки (невырабатываемый остаток), кг:бак № 13 300 (150)баки № 2 2 9500 (по 60 кг)баки № 3 2 5425 (200)бак № 4 6600 (50 кг)Бак № 1 является расходным, из которого топливо подается на питание всех

двигателей; в течение всего полета он должен быть заполнен топливом не менее чем на 95% своего объема. Из баков № 2, 3, 4 топливо перекачивается в расходный бак № 1 по заданной программе.

На самолетах Ту-154Б существуют две основные модификации топливной системы: немодифицированная система (до № 558, рис. 6.2) и модифицированная топливная система (МТС) (рис. 6.1).

6.1. Система питания топливом основных двигателей

Система подачи топлива к двигателям включает (рис. 6.1, 6.2):расходный топливный бак, четыре подкачивающих насоса ЭЦН-325 (№ 1, 2, 3, 4), четыре обратных клапана, четыре сигнализатора давления МСТВ-0,2А, три перекрывных крана, три датчика расходомера ДПЕ5-1Т из комплекта СИРТ1-2Т, температурно-разгрузочные

73

клапаны, штуцеры консервации, три трубки Вентури для подачи жидкости "И" (оборудованы не все самолеты) и блок обратных клапанов (в немодифицированной системе).

Электроприводные центробежные насосы подкачки ЭЦН-325 создают давление при нулевой производительности 1,7 кг/см2; включаются тумблерами "Расходный бак № 1, 2, 3, 4" (рис. 6.4) на панели бортинженера. В управлении насосами имеется блокировка: при выключенном хотя бы одном ЭЦН-325 двигатели не запускаются.

Контроль за работой насосов осуществляется по зеленым светосигнализаторам (на приборной доске бортинженера), которые включаются от датчиков МСТВ-0,2А при P 0,2 кГс/см2. Обратные клапаны предотвращают обратное перетекание топлива (в насосы) при отказе одного из них.

В не модифицированной топливной системе (рис. 6.2) насосы № 1 и № 4 расходного бака подают топливо в двигатели № 1 (и № 2), а насосы № 2 и № 3 - в двигатели № 3 (и № 2). Питание двигателя № 2 из левой и правой топливных магистралей производится через блок обратных клапанов; кроме того, при разрушении магистрали питания крайнего двигателя предотвращается утечка топлива из работающих магистралей.

Перекрывные (противопожарные) краны 768600 МА заслоночного типа с электромеханизмом управления включаются переключателями "Перекрывные краны" на рабочем месте бортинженера. Время срабатывания заслонки крана 3 с, открытое положение сигнализируется зелеными светосигнализаторами.

74

Рис. 6.1. Модифицированная топливная система (с № 508):1, 2 – трубопроводы верхнего перелива из баков 4 и 1 в бак 2; 3 –

краны резервной перекачки; 4 – перекрывные (противопожарные) краны; 5 – краны слива; 6 – штуцер консервации двигателей.

Температурно-разгрузочные клапаны предотвращают повышение давления в трубопроводах выше P 2,5 0,5 кГс/см2.

Производительность насоса ЭЦН-325 составляет 10000 л/ч при P = 1,55 кг/см2.Блоки обратных клапанов, температурно-разгрузочные клапаны, перекрывные

клапаны, датчики расходомеров и плотномера расположены в узле топливных агрегатов, на левом борту фюзеляжа, в районе шп. 50…51.

В полете, при отказе трех генераторов, т.е. выключении всех четырех насосов подкачки ЭЦН-325, автоматически включается насос ЭЦН-319 запуска и питания ВСУ, работающий в режиме в этом случае на основные двигатели (или дублирующий насос ЭЦН–19А). Насос ЭЦН-319 подключен к сети постоянного тока, обеспечивает три основных двигателя топливом на режиме малого газа до высоты 5000 м (при дальнейшем снижении топливо в двигатели может поступать самотеком).

Насос ЭЦН-319 включается:- при отказе трех генераторов;- при установке двух переключателей "Запуск. Питание" и "Запуск. Холодная

прокрутка" в положение "Запуск";- в полете при нажатии на кнопку запуска основного двигателя при обесточенной сети

переменного тока.Давление, создаваемое насосом при нулевой производительности, равно 2,0 кГс/см2,

его работа контролируется по светосигнальному табло "P топлива", которое загорается от сигнализатора давления СДУ-0.18 при избыточном давлении 0,18 кГс/см2.

В модифицированной топливной системе (рис. 6.1) топливо от всех четырех насосов ЭЦН-325 подается в общий коллектор, откуда затем поступает в топливные магистрали всех основных двигателей. К общему коллектору подключен также ЭЦН-319 № 2 аварийного питания основных двигателей, который автоматически включается в полете при отказе трех генераторов. Включение ЭЦН-319 на земле (при подключенном наземном питании) блокируется обжатием амортизатора шасси.

75

Рис. 6.2. Немодифицированная топливная система (до № 508).

Модифицированная топливная система обеспечивает более надежное питание двигателей.

Производительность ЭЦН-319 при давлении P = 1 кГс/см2 составляет 3000 л/ч, его работа контролируется загоранием табло "P топлива" на панели контроля работы двигателей.

6.2. Система питания топливом ВСУ

В немодифицированной топливной системе во вспомогательную силовую установку на земле топливо подается насосом ЭЦН-319 через неработающий ЭЦН-19А, т.к. работа ЭЦН-19А заблокирована обжатием амортстойки. Насос ЭЦН-19А включается в полете на питание ВСУ, когда ЭЦН-319 подает топливо в основные двигатели. Электродвигатели обоих насосов получают питание от сети постоянного тока.

Насос ЭЦН-19А в полете включается при тех же условиях, что и насос ЭЦН-319; сигнализация его работы такая же. Кроме того, на щитке наземной проверки системы кондиционирования установлен светосигнализатор работы ЭЦН-19А, который загорается от кнопки наземной проверки "Дополнительный топливный насос ВСУ исправен".

Перекрывной кран ВСУ - электромагнитный; управление осуществляется выключателем "Перекрывной кран ВСУ" на щитке запуска ВСУ.

В модифицированной топливной системе аварийное питание основных двигателей топливом при отказе сети переменного тока

осуществляется от дополнительного насоса ЭЦН-319 № 2. На земле он выключен обжатием амортстойки, в нормальном полете также не работает. При его включении загорается желтый светосигнализатор "Авар. насос двиг." на панели топливной системы на пульте бортинженера. Для проверки его работоспособности на земле необходимо включить АЗС "Имитация снятия обжатия левой опоры" в кабине.

Подкачивающий насос ЭЦН-319 № 1 не связан в МТС с системой питания основных двигателей и включается при запуске ВСУ на земле и в полете, его включение сигнализируется загоранием зеленого табло "P топлива".

6.3. Система перекачки топлива

В полете происходит постоянное пополнение расходного бака № 1 за счет перекачки топлива из баков № 2, 3 и 4 по определенной программе. Кроме того, имеется

76

Рис. 6.3. Система заправки и дренажа топливных баков.

дополнительная перекачка топлива после полета из баков № 3 в баки № 2 для увеличения запаса центровки и из бака № 4 в баки № 2, если бак № 4 на следующий полет не должен заправляться или изменяется величина коммерческой загрузки.

Основная система перекачки включает 12 насосов ЭЦН-323, 12 обратных клапанов (за насосами), 12 сигнализаторов давления СДУ2А-0.18, трубопроводы перекачки и порционер.

Насосы перекачки ЭЦН-323 по электропитанию и конструкции аналогичны насосам ЭЦН-325 и расположены: по 2 шт. в баках № 2 и № 4; по 3 шт. в баках № 3. Давление за насосами ЭЦН-323 равно 0,7 кГс/см2 при нулевой производительности, при производительности 5000 л/ч давление составляет 0,6 кГс/см2, рабочий перепад давления - 0,45 кг/см2. Контроль за работой насосов производится по зеленым светосигнализаторам на щитке топливной системы (рис. 6.4), которые включаются от СДУ2А-0.18 при давлении более 0,18 кг/см2.

Управление насосами автоматическое и ручное, режим управления осуществляется переключателем "Автомат. Ручное". При положении переключателя "Автомат" управление осуществляется автоматом расхода, при положении "Ручное" управление порядком работы насосов ЭЦН-323 производится выключателями ручного управления. Порционер служит для защиты расходного бака № 1 от переполнения; состоит из четырех мембранных перепускных клапанов, к которым подводятся четыре трубопровода (из баков № 3 и баков № 2, 4), двух поплавковых клапанов и электромагнитного крана. Порционер работает циклично, впуская топливо в бак № 1 порциями (150 кг): при понижении уровня в баке № 1 до 3150 кг поплавковые клапаны соединяют корпус порционера (замембранные полости) с баком, давление в замембранных полостях снижается, и мембранные клапаны, открываясь, соединяют топливопроводы баков № 2, 3, 4 с баком № 1; при повышении уровня топлива в

77

Рис. 6.4. Щиток контроля работы и управления топливной системы (бортинженера).

баке № 1 до 3300 кг поплавковые клапаны закрывают доступ топлива в расходный бак, давление в корпусе порционера возрастает, мембранные клапаны закрывают доступ топлива в бак № 1 из других баков. Контроль работы порционера производится по колебаниям стрелки указателя количества топлива в баке № 1, которая периодически перемещается в диапазоне 3150…3300 кг.

В случае зависания поплавковых клапанов в закрытом положении мембранные клапаны сообщаются с баком открытием электромагнитного крана (тумблером "Принудительное включение порционера").

Дополнительная система перекачки немодифицированной топливной системы включает два перекрывных крана из баков № 3 в баки № 2 на первом лонжероне крыла (см. рис. 6.1) и два перекрывных крана из бака № 4 в баки № 2; краны управляются переключателями на щитке топливной системы, светосигнализаторы открытого положения кранов - рядом с выключателями.

На модифицированной топливной системе указанные краны системы дополнительной перекачки отсутствуют. Установлены два крана резервной перекачки топлива в бак № 1 из баков № 2, 3, 4, минуя порционер (рис. 6.1). Включаются при отказе порционера и для дополнительной перекачки топлива из баков № 3 или бака № 4 в бак № 2 через расходный бак и трубопроводы перелива топлива из бака № 1 в № 2 при переполнении расходного бака. Краны управляются одним переключателем "Краны резервной перекачки в 1 бак", при открытых кранах горят желтые светосигнализаторы "Краны резервной перекачки".

Насосы ЭЦН-323 и ЭЦН–325 нумеруются: в баке № 1 - насосы № 1, 2, 3, 4; в баках № 2 - насосы 5, 6 (лев., прав.); в баках № 3 - насосы № 7, 8, 9 (лев., прав.); в баке № 4 - насосы № 10, 11. При вынужденном отключении трех генераторов от основной сети или их выключении (при пожаре, дымлении электрифицированного оборудования) будет обеспечено питание переменным током насосов МТС № 3, 4, 6 (л., пр.), 8 (л., пр.), 10, 11.

6.4. Система управления и измерения топлива

Система управления и измерения топлива (СУИТ–4) предназначена для:- измерения запаса топлива в каждом баке и суммарного запаса на самолете;- автоматического управления расходом топлива по заданной программе;- обеспечения равномерной выработки топлива из баков № 2 и № 3 соответственно

левой и правой половин крыла;- выдачи сигнала об остатке топлива в МСРП и самолетный ответчик;- автоматического управления заправкой;- сигнализации отказа системы по загоранию красной сигнальной лампы "Автомат

расхода не работает".В систему входят: электроемкостные датчики, указатели топливомеров баков № 1…4 и

суммы топлива, переключатели вариантов заправки, а также различные электронные и другие блоки, обеспечивающие выполнение указанных функций СУИТ4-1Т.

Количество топлива суммарное и по бакам контролируется с помощью указателей, расположенных на щитке топливной системы бортинженера. На каждом указателе имеется две кнопки встроенного контроля топливомеров: при нажатии на кнопку "Н" стрелка указателя перемещается к отметке "О", при нажатии на кнопку "Р" стрелка должна смещаться к максимальной отметке.

6.4.1. Автомат расхода

Для автоматического управления расходом необходимо переключатель "Автомат. Ручное" установить в положение "Автомат", включить переключатель под крышкой "Авт. расх". и включить насосы № 1, 2, 3, 4 расходного бака. Бак № 1 должен быть всегда заполненным (в пределах 3300…3150 кг), а из баков № 2, 3, 4 топливо расходуется в следующем порядке.

1. Выработка топлива начинается из баков № 2, продолжается до остатка 3700 250 кг

78

в каждом баке № 2; при этом горит сигнальная лампа "Бак № 2" под надписью "Порядок расхода". Зеленые светосигнализаторы "Расходный бак 1, 2, 3, 4" горят всегда, с момента включения их выключателей, так же, как и светосигнализаторы "Перекрывные краны".

2. При остатке топлива в баках № 2 по 3700 250 кг по сигналам топливомеров и их датчиков СДУ2А-0,18 включаются насосы ЭЦН-323 баков № 3 и продолжается выработка из баков № 2; начинается параллельная выработка из баков № 3 и продолжается выработка из баков № 2.. Горят светосигнализаторы "Бак № 2" и "Бак № 3" порядка расхода. При остатке топлива в баках № 2 по 500 кг снимается блокировка выключения насосов перекачки этих баков. Полная выработка из баков № 2 соответствует остатку топлива в баках № 3 по 1725 250 кг; после полной выработки топлива из баков № 2 светосигнализатор "Бак № 2" гаснет, насосы выключаются по сигналам СДУ2А-0,18.

3. При остатке топлива в каждом из баков № 3 по 2200 кг (из баков № 2 выработка топлива еще продолжается) снимается блокировка выключения насосов баков № 3. После полной выработки топлива из баков № 3 их насосы выключаются (по сигналам СДУ2А-0,18; гаснет светосигнализатор "Бак № 3") и включаются насосы бака № 4, при этом загорается светосигнализатор "Бак № 4" под надписью "Порядок расхода".

При остатке топлива в баке № 4 600 кг снимается блокировка выключения насосов этого бака.

4. После полной выработки топлива из бака № 4 его насосы выключаются, гаснет лампа сигнализации "Бак № 4", начинается выработка топлива из расходного бака № 1. При остатке топлива в баке № 1 2500 кг включается прерывистая сирена и красный светосигнализатор на приборной доске пилотов и панели контроля работы двигателей у бортинженера.

Примечания:1. При работе перекачивающих насосов ЭЦН-323 баков № 2, 3, 4 горят их зеленые

светосигнализаторы на щитке топливной системы бортинженера (включаются датчики давления СДУ2А-0,18 этих насосов).

2. При использовании бака № 4 как балластного (центровочного) после выработки топлива из бака № 2 в режиме автоматического управления необходимо перейти на ручное управление.

3. При выключенном "Автомате расхода" светосигнализатор "Остаток топлива 2500 кг" не загорается (до № 318), запуск двигателей невозможен.

6.4.2. Автомат выравнивания

Автомат выравнивания включается переключателем "Автомат выравнивания" перед запуском двигателей, при этом загорается зеленый светосигнализатор (рядом с переключателем) и горит до конца полета. Автомат выравнивания поддерживает равенство топлива в баках № 2 в пределах 350 150 кг, в баках № 3 - в пределах 300 100 кг; при разности топлива в одноименных симметричных баках 800 200 кг автомат выключается. Выравнивание производится выключением насосов ЭЦН-323 того бака, где топлива меньше, при этом гаснут зеленые светосигнализаторы выключенных насосов и включаются желтые светосигнализаторы этих баков, сигнализирующих о работе автомата выравнивания. После выравнивания гаснут желтые светосигнализаторы и включаются зеленые, сигнализирующие о включении насосов перекачки после выравнивания.

При разнице топлива в симметричных баках 800 200 кг автоматически выключается выравнивание, гаснет светосигнализатор "Автомат выравнивания" и загораются желтые светосигнализаторы "Выравн", "Бак № 2" или "Бак № 3". В этом случае необходимо выключить автомат выравнивания, перейти на ручное управление выравниванием включением тумблеров "Выравн" соответствующих баков. После окончания выравнивания необходимо снова включить "Автомат".

6.4.3. Порядок включения топливной системы перед полетом

Перед запуском двигателей необходимо:1. Включить четыре выключателя "Насосы расходного бака"; при давлении за насосами

79

0,2 кг/см2 включаются зеленые светосигнализаторы 1, 2, 3, 4.2. Включить тумблер "Топливомер".3. Включить тумблер "Автомат расхода", при этом должен погаснуть красный

светосигнализатор "Автомат расхода не работает" и загореться желтый светосигнализатор "Порядок расхода", "Бак № 2".

4. Установить выключатели насосов перекачки (ЭЦН-323) баков № 2, № 3 и № 4 во включенное положение на протяжении всего полета (на случай отказа системы автоматического расхода топлива).

5. Установить выключатель "Автомат. Ручное" в положение "Автомат"; подготавливается перекачка топлива из баков № 2 в бак № 1.

6. Перед включением расходомера убедиться, что его переключатель "СТ" (сорт топлива) установлен в положение заправленного сорта топлива. Расходомер включается соответствующим переключателем.

6.4.4. Система заправки

На самолете предусмотрено два варианта заправки: централизованная, под давлением снизу, и через верхние заправочные горловины (баков № 2 и № 3).

Заправка сверху производится в исключительных случаях, основной является заправка снизу, под давлением. Щиток централизованной заправки находится в корневой части правой половины крыла. Централизованная заправка производится через две заправочных горловины под давлением 4,5 кг/см2 со скоростью 2500 л/мин. Предусмотрено четыре варианта заправки: 15 т, 20 т, 25 т и П (полная, 33150 кг); бак № 4 имеет свой галетный переключатель с тремя вариантами заправки: 2 т, 4 т и П (полная, 6600 кг).

Система заправки включает следующие устройства (рис. 6.3):1. Две заправочные горловины.2. Шесть кранов заправки. Краны открываются вручную переключателями со щитка

заправки, закрываются вручную или автоматически при заполнении баков количеством топлива, соответствующего варианту заправки.

3. Сигнализатор давления СДУ6-4.5. Подключен к коллектору за приемными горловинами.

4. Щиток заправки, на котором находятся галетные переключатели вариантов заправки, переключатели управления кранами и светосигнализаторы (рис. 6.5).

5. Клапаны слива перезалитого топлива баков № 2, 3. Служат для предохранения баков от разрушения при централизованной заправке, если отказывает система автоматического закрытия кранов.

6. Мерные магнитные линейки. Установлены по одной на каждый бак и предназначены для приближенного определения количества топлива в баках.

В систему заправки входят также блоки СУИТ4-1Т и датчики.Заправка бака № 4 производится в зависимости от коммерческой загрузки.Расходный бак № 1 и бак № 4 соединены с баками № 2 переливными трубами,

предохраняющими их от переполнения в случае отказа системы автоматического закрытия кранов.

6.5. Система дренажа топливных баков

В полете количество топлива, находящегося в герметичных баках, непрерывно и быстро уменьшается, поэтому образующийся в баках вакуум необходимо предотвращать, чтобы не допустить деформации тонких стенок баков-кессонов. Поэтому все топливные баки сообщаются с атмосферой трубопроводами для выравнивания давления внутри баков с атмосферным. Трубопроводы проложены под верхней обшивкой крыла, выходят в атмосферу по обоим бортам фюзеляжа перед носком крыла. Чтобы при эволюциях самолета топливо не выливалось в атмосферу, дренажные трубопроводы подняты к потолку фюзеляжа, делают там петлю и опускаются вниз. Система дренажа частично использует

80

скоростной напор. Баки № 2 и № 3 соединены дополнительным дренажем (рис. 6.3).Для слива топлива используются два сливных крана, установленных за насосами

подкачки (шп. № 50).

6.6. Система измерения расхода топлива

Система измерения расхода топлива СИРТ1-2Т предназначена для измерения часового (мгновенного) расхода топлива (кг/ч) каждым двигателем и теоретического запаса топлива

(кг) во всей системе самолета; система обеспечивает безопасность и экономичность полетов. Указатель расположен на щитке топливной системы бортинженера (рис. 6.4, "Расходомер") на пульте бортинженера; на этом же пульте находятся три указателя мгновенного расхода.

В комплект СИРТ1-2Т входят также три датчика расхода (рис. 6.1, 6.2), датчик плотномера и другие устройства, обеспечивающие работу системы.

6.7. Система измерения температуры топлива

Предназначена для контроля температуры топлива в баках № 3 при эксплуатации двигателей на топливе, имеющем ограничения по использованию при минусовых температурах (с № 517).

Датчики температуры установлены в левом и правом баках № 3, указатели расположены на верхней правой панели бортинженера и имеют трафарет "tо топлива бак № 3 лев. пр.".

6.8. Система нейтрального газа

Система нейтрального газа включается на баки № 1 и № 4 при вынужденной посадке с убранными или неполностью выпущенными шасси. Выключатель и светосигнализатор находятся на панели системы тушения пожара, на пульте бортинженера.

6.9. Перекачка топлива из баков № 3 и № 4 в бак № 2

Если после приземления в баках № 3 осталось топливо, то его необходимо после окончания пробега немедленно перекачать в баки № 2 для создания передней центровки и исключения опрокидывания самолета на хвост при рулении. Для этого необходимо перейти на ручное управление перекачивающими насосами ЭЦН–323, в не модифицированной системе открыть краны перекачки (рис. 6.2, 6.4); в модифицированной – краны резервной перекачки (поз. 3 рис. 6.1, рис. 6.2 "фрагмент") и через трубопроводы верхнего перелива топливо из баков № 1, при их переполнении, будет поступать в баки " 2.

81

Рис. 6.5. Щиток заправки.

7. СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА И РЕГУЛИРОВАНИЯ ДАВЛЕНИЯ

Системы кондиционирования воздуха (СКВ) и регулирования давления (СРД) обеспечивают нормальную жизнедеятельность пассажиров и экипажа на больших высотах полета по температуре, давлению и запасу кислорода (путем многократного обмена воздуха в герметичной части фюзеляжа).

Герметичная кабина самолета Ту-154Б (пассажирские салоны, пилотская кабина, багажные помещения № 1, 2, технические отсеки № 1…5) вентиляционного типа, т.е. свежий воздух непрерывно поступает в кабину, обеспечивая необходимую температуру и давление в гермокабине, а отработанный - непрерывно удаляется.

Основные параметры воздуха, создаваемые системами:- температура воздуха 20 2С может регулироваться в достаточно широких пределах

(автоматически или вручную);- обмен воздуха в гермокабине производится примерно 28 раз в час (на каждого

человека поступает 27…32 кг воздуха в час);- давление в гермокабине при полетах на крейсерских высотах соответствует

атмосферному давлению на высотах 1650…2300 м ("кабинная высота" полета).На земле система кондиционирования работает от ВСУ, в полете воздух отбирается от

компрессоров двигателей.От ВСУ отбирается воздух в количестве 4000…4600 кг/ч с температурой 200…250С и

давлением 2,8…3,5 кг/см2 (0,28…0,35 МПа); в полете от девятых ступеней компрессоров двигателей воздух отбирается в количестве 5000…5500 кг/ч с температурой 240…350С и давлением 7,5…9 кГс/см2. В специальных устройствах СКВ воздух охлаждается, снижается его давление, регулируется масса подаваемого в кабину воздуха; удаление использованного воздуха производится через автоматические регуляторы давления.

В состав системы входят:1. Система кондиционирования воздуха (вентиляция и обогрева герметичной кабины).2. Система ручного и автоматического управления температурой поступающего в

кабину воздуха.3. Система регулирования давления.4. Специальные устройства систем высотного оборудования.

7.1. Система вентиляции и обогрева

В системе вентиляции и обогрева можно выделить следующие основные участки (подсистемы):

- отбора воздуха от компрессоров двигателей и первичного его охлаждения;- регулирования давления и весового расхода;- вторичного охлаждения воздуха;- распределения холодного и горячего воздуха по отсекам фюзеляжа.Кроме того, от системы кондиционирования производится отбор воздуха на другие

цели: обогрев входных и служебной дверей, эжектирование штуцеров СРД, обогрев сливных точек санузлов и т.д.

В дальнейшем участки СКВ будут именоваться системами.

7.1.1. Система отбора воздуха и первичного охлаждения

Воздух отбирается одновременно от компрессоров всех трех двигателей с помощью электрокранов отбора 2 (рис. 7.1), которые управляются переключателями "Краны отбора воздуха, двигатели 1, 2, 3" (рис. 7.4) на панели СКВ бортинженера. Перед каждым краном отбора установлен обратный клапан лепесткового типа; краны крепятся к корпусу двигателя с помощью шаровых и температурных компенсаторов. Трубопроводы отбора объединяются в две магистрали, по которым горячий воздух поступает для предварительного охлаждения к первичному воздухо-воздушному радиатору 11 (ВВР) 4487Т. В каждом из трубопроводов

82

отбора установлено по одному обратному управляемому клапану 5102 (поз. 5, рис. 7.1); их назначение: при включенном главном выключателе запуска двигателей клапаны открыты и не препятствуют подаче воздуха к трубопроводам 1 воздушных стартеров двигателей от ВСУ, наземного источника запуска или от какого-либо двигателя к любому другому; при выключенном главном выключателе запуска - обратные клапаны 5 закрыты и их лепестки открываются под давлением воздуха, поступающего из компрессоров двигателей к ВВР первичного охлаждения (при открытых заслонках 2).

83

Воздухо-воздушный радиатор 11 продувается атмосферным воздухом за счет скоростного напора, поступающего через воздухозаборник 3 (расположен в форкиле). На стоянке самолета, при работе СКВ от ВСУ или от основных двигателей, для создания продува ВВР включается эжектор 10; эжектор включается электроуправляемой заслонкой 4 (задвижкой). Заслонка открывается автоматически от термореле 4463АТ-41 (поз.12, рис. 7.1) при температуре воздуха, подаваемого к ВВР на охлаждение выше +230С. Подача электросигнала от термореле сблокирована с обжатием левой амортстойки, в связи с чем в полете эжектор не работает. Для наземной проверки цепи управления заслонкой 4 на щитке наземной проверки (в заднем отсеке, шп.68) имеется переключатель и зеленый светосигнализатор: через 40…60 с после нажатия переключателя должен загореться светосигнализатор открытого положения задвижки.

Для обогрева ВСУ в системе отбора имеется электроуправляемая заслонка 8 с эжектором 7. Кроме того, из системы отбора воздух через электрокран 16 поступает к штуцерам эжектирования СРД в рампе отсека передней опоры. После первичного ВВР воздух поступает по левой и правой магистралям к вторичным узлам охлаждения, на подмешивание к холодному воздуху, на обогрев сливных и заправочных клапанов системы водоснабжения и канализации 25, обогрев штуцеров СРД и др. В магистралях наддува установлены: краны наддува 13, регуляторы избыточного давления 4561 (поз. 14, рис. 7.1) и пневматическая система весовой подачи воздуха (ПСВП, поз.18).

Краны наддува 4602 с электромеханизмами МПК-13А-5 установлены перед входом в гермокабину (шп.69…70, под полом багажника № 3) и управляются нажимными переключателями "Краны наддува" на панели СКВ. Кроме того, краны автоматически закрываются при включении главного выключателя запуска двигателей и

при повышении давления за регуляторами избыточного давления выше 5 кг/см2 (0,5 МПа). За кранами наддува установлены регуляторы давления 4561АТ и сигнализаторы давления 15 (МСТ-5А); регуляторы поддерживают постоянное избыточное давление, равное 2,5 0,2 кг/см2 (0,25 МПа), а сигнализаторы МСТ-5А включают красный светосигнализатор "Превышение давления" и закрывают краны наддува соответствующей магистрали при повышении давления в трубопроводе выше 5 кг/см2. Регуляторы давления и сигнализаторы

84

Рис. 7.4. Щиток контроля и управления системой кондиционирования.

расположены рядом с кранами наддува.Пневматическая система весовой подачи (ПСВП) предназначена для поддержания

массовых значений расхода воздуха в трубопроводах СКВ и сглаживания колебаний расхода воздуха при резком изменении режимов работы двигателей, быстром изменении высоты полета и т. д. В левой и правой магистралях СКВ установлены командный прибор, дроссельная заслонка со следящим пневмоприводом, фильтр-отстойник, регулятор избыточного давления, который поддерживает избыточное давление 1,2 0,1 кг/см2. При включении кранов отбора воздуха от двигателей или от ВСУ, но при закрытых кранах наддува подается пневмопитание в ПСВП, и дроссельные заслонки перекрывают подачу воздуха в трубопроводы. При открытии кранов наддува дроссельные заслонки открываются, перепуская воздух по трубопроводам.

В случае отклонения расхода воздуха от установившегося, командный прибор подает сигнал на дроссельную заслонку, которая перемещается пропорционально величине и знаку сигнала рассогласования.

Для управления ПСВП на щитке СКВ (бортинженера) установлены два переключателя "ПСВП"; для проверки ПСВП на земле имеются два зеленых светосигнализатора "Заслонки закрыты" на щитке наземной проверки: при включении отбора воздуха от ВСУ светосигнализаторы загораются, а при включении кранов наддува - гаснут.

Примечание: до самолета № 85194 система отбора и первичного охлаждения отличается от описанной (рис. 7.1). Основными отличиями являются:

1. Отсутствие ПСВП.2. Наличие обводной линии воздуха мимо первичного ВВР с запорным краном 4602,

который управляется переключателем "Первичн. ВВР" или автоматически, обеспечивая температуру воздуха после первичного ВВР в пределах +100…+200С.

3. Отсутствие сигнализаторов температуры 26, включающих светосигнализатор "t хв. отсека велика".

7.1.2. Система вторичного охлаждения воздуха

Система вторичного охлаждения воздуха является основной (рис. 7.2).Оба магистральных трубопровода проходят через гермошпангоут № 67а под полом

багажника № 2 и выходят в третий технический отсек (шп.40…41 за задней стенкой багажника № 1). Здесь обе магистрали соединяются, перед этим в каждой магистрали устанавливаются по обратному клапану 4672Т (рис. 7.2). От каждой магистрали отходят трубопроводы в узлы вторичного охлаждения, расположенные в носках левого и правого полукрыла. Каждый из основных узлов состоит из воздухо-воздушного радиатора 4458Т (поз. 3) и турбохолодильника 1621Т (поз. 2). При работе системы на земле вентилятор турбохолодильника просасывает продувочный воздух через основной ВВР (рис. 7.3).

Для исключения переохлаждения воздуха, подаваемого в кабину из основного узла охлаждения (при низких температурах наружного воздуха) предусмотрены две обводные линии перепуска горячего воздуха: одна мимо ВВР и ТХ (поз. 15 рис. 7.2 и поз. 3, 4 рис. 7.3), другая мимо ТХ (поз. 4 рис. 7.2 и поз. 8 рис. 7.3); перепуск осуществляется распределителями 513А, установленными на корпусе ВВР.

Принцип работы ВВР: горячий воздух проходит по пластинчатым трубкам, которые охлаждаются обтекающим их наружным (атмосферным) воздухом. Турбохолодильник состоит из воздухозаборника с направляющим аппаратом и высокооборотной турбины (40000…50000 об/мин) (поз. 2 рис. 7.2 и поз. 11 рис. 7.3), на лопатках которой тепловая энергия превращается в кинетическую. Для предотвращения раскрутки турбины на одном с ней валу установлен вентилятор (поз. 10 рис. 7.2 и поз. 9 рис. 7.3).

Управление распределителями 513А (поз. 15 и 4, рис. 7.2) автоматическое или ручное, осуществляется переключателями "ТХ" и "ВВР" на панели СКВ.

В правом носке центроплана к трубопроводу за основным узлом охлаждения установлен штуцер с обратным клапаном подсоединения наземного кондиционера и

85

трубопровод вентиляции кабины на малых высотах. В трубопроводе вентиляции установлены распределитель 513А и обратный клапан. Распределитель управляется переключателем "Вент. напор" на панели СКВ.

Из основных узлов охлаждения воздух направляется обратно в фюзеляж по трубопроводам, в которых установлены обратные клапаны (для исключения

86

1 – магистральные

трубопроводы подачи воздуха в систему

вторичного охлаждения (см. рис 7.1., поз. 2.1); 2, 10 – турбохолодильная

установка (2– турбина, 10 компрессор

центробежный); 3 – вторичный воздухо–

воздушный радиатор; 4 – кран–распределитель

воздуха (включения ТХУ); 5 – отбор воздуха

к указателю расхода расхода УРВ–1500; 6 – датчик температуры блока регулирования

(задатчика); 7 – датчик температуры к

указателю температуры ТУЭ–48;

8 – кран–распределитель

горячего воздуха; 9 – коробка с датчиками температуры первого

салона; 11 – смесители воздуха; 12 –

ограничительная шайба; 13 – штуцер

наземного кондиционирования;

14 – регулятор избыточного давления;

15 – кран– распределитель

воздуха (включения вторичного ВВР); 16 – влагоотделитель; 17

глушитель шума.

Рис. 7.2. Система вторичного охлаждения и распределения воздуха по отсекам фюзеляжа.

разгерметизации при разрушении трубопровода в негерметичной зоне) и датчики УРВ-1500 (5). В этих же трубопроводах установлены датчики температуры, термореле 6 и регуляторы давления 14, поддерживающие избыточное давление над кабинным 0,1 0,03 кг/см2. Основной ВВР охлаждает воздух до температуры не выше +60С, турбохолодильник является дополнительной ступенью охлаждения и понижает температуру до -10…+20С.

Системы обогрева и вентиляции каждого салона выполнены отдельно. В каждой системе установлены смесители 11: для первого салона один, для второго салона два смесителя. Холодный воздух в смесители поступает из магистрали холодного воздуха, а горячий - из магистрального трубопровода через распределители 514А (рис. 7.2). Распределители 514А управляются переключателями "Салон 1" и "Салон 2" автоматически или вручную.

Теплый воздух по раздаточным коробам поступает в панели обогрева (боковые стенки фюзеляжа), обогревает оконные блоки, отдает тепло панелям и выходит через решетки под багажными полками.

Холодный воздух поступает в воздухопроводы

багажных полок, в насадки индивидуальной вентиляции и в короба общей вентиляции (на потолке салона, у осветительных панелей).

В системе обогрева и вентиляции пилотской кабины установлены смеситель и распределитель воздуха 514А; распределитель управляется переключателем "Кабина экипажа". В кабине воздух подводится к насадкам: обдува ног пилотов, бортинженера, остекления фонаря кабины, бортовых стенок пилотов, к насадкам индивидуальной и общей вентиляции.

Горячий воздух от места кольцевания магистральных трубопроводов отбирается на обогрев панели слива и заправки переднего туалета, плит статики, сливной панели кухни, штуцеров САРД в отсеке передней опоры, в системы обогрева и вентиляции пассажирских салонов и кабины экипажа. В этой линии отбора установлен регулятор избыточного давления 4832, который поддерживает избыточное давление над кабинным 0,13 0,03 кГс/см2. На самолетах Ту-154Б последнего выпуска из СКВ отбирается воздух на обогрев входных дверей и служебной двери правого борта.

7.2. Система автоматического регулирования температуры

На самолете установлены две системы автоматического регулирования температуры:- за основными узлами охлаждения, АРТ-56-1 (два комплекта);

87

Рис. 7.3. Схема вторичного охлаждения при наземном кондиционирования от ВСУ:1 – обратные клапаны; 2 – магистральный трубопровод подвода воздуха из системы первичного охлаждения; 3, 4 – обводная магистраль с электрокраном (мимо вторичного ВВР, см. рис. 7.2., поз. 15); 5 – ВВР вторичного охлаждения; 6 – воздухозаборник продува вторичного ВВР в носке крыла; 7 – трубопровод с электрокраном обвода воздуха мимо ТХУ; 9 – компрессор турбохолодильной установки; 10 – выходной канал продувочного воздуха; 11 – ТХУ; 12 – канал подачи воздуха из системы вторичного охлаждения в систему вентиляции и обогрева.

- регулирования температуры в пилотской кабине и пассажирских салонах, АРТ-56-2 (3 комплекта).

Включение системы производится выключателем "Питание АРТ" и переключателями управления распределителями 513А и 514А на панели СКВ.

Каждый комплект АРТ-56 включает блок управления, приемники температуры и задатчик температуры; исполнительными механизмами АРТ-56 являются распределители 513А и 514А. Приемники температуры АРТ-56-1 установлены в левой и правой магистралях (у шп.41), приемники температуры 2182А АРТ-56-2 под полом, по правому борту (шп.11, 21…22, 51…52). Задатчики температуры расположены на панели СКВ.

При рассогласовании электрических сигналов задатчика и датчиков температуры управляющие сигналы подаются на заслонки 514А: при повышении температуры они закрываются, при понижении - открываются.

Учитывая, что ресурс ТХ меньше ресурса ВВР, в схеме АРТ-56-1 предусмотрены блокировочные реле, которые обеспечивают последовательность работы заслонок 513А ТХ и ВВР, при которых ТХ используется только после полного использования ВВР.

Для защиты от перегрева остекления кабины экипажа, панелей обогрева пассажирских салонов в раздаточных коробах, а также в левой и правой магистралях подачи воздуха установлены термореле 4463АТ-48, которые при температуре поступающего на обогрев воздуха +60оС и выше не подают сигнал на открытие заслонки 514А - при этом включается желтый светосигнализатор "Перегрев" на панели СКВ. При загорании светосигнализатора с помощью температурного указателя ТУЭ-48 необходимо выявить магистраль, где произошло повышение температуры, и вручную ее отрегулировать.

7.3. Контроль за работой системы кондиционирования воздуха

Контроль осуществляется по термометрам ТУЭ-48 (1 шт.), ТВ-19 (2 шт.) и по указателям расхода воздуха УРВ-1500 (2 шт.), расположенным на панели СКВ.

Термометр ТУЭ-48 служит для замера температуры в трубопроводах обогрева кабины экипажа, первого и второго салонов, левой и правой магистралях. Термометры ТВ-19 служат для контроля температуры воздуха в кабине экипажа и в салонах.

Указатели расхода воздуха служат для замера расхода воздуха в левой и правой магистралях. Шкала прибора УРВ-1500 отградуирована в условных единицах: одна условная единица равна 300…330 кг/ч расхода воздуха. В полете каждый УРВ–1500 показывает 7 … 9 единиц.

7.4. Система регулирования давления

Через агрегаты системы регулирования давления производится непрерывный сброс (выпуск) воздуха из гермокабины самолета, поступающего в нее по линии обогрева и вентиляции. Система регулирования давления (СРД) выполнена по пневмомеханическому принципу и поддерживает в гермокабине давление, изменяющееся по определенному закону в зависимости от высоты полета (рис. 7.5). СРД обеспечивает:

- постоянное давление в гермокабине, равное давлению на аэродроме взлета (до высот 7200…8400 м), затем давление в кабине уменьшается эквидистантно атмосферному;

- избыточное давление в кабине (по отношению к атмосферному) на высотах выше 7200…8400 м, равное P = 0,59 кг/см2 (или P = 432 мм рт.ст.);

- на максимальных высотах полета самолета давление в гермокабине, соответствующее атмосферному, на высоте не более 2400 м;

- скорость изменения давления в гермокабине 0,18 мм рт.ст./с (по кабинному вариометру не более 2,5…3,0 м/с).

Система регулирования давления позволяет вводить поправки, связанные с изменением барометрического давления аэродрома, что позволяет иметь в герметической кабине давление, близкое к давлению аэродрома.

В систему регулирования давления входят два командных прибора (регулятора

88

давления) 2077АТ и четыре выпускных клапана 4870МТ.Регулятор давления (основной и дублирующий) является командным прибором и

служит для выдачи пневмосигналов на выпускные клапаны с целью поддержания заданного

давления в гермокабине. Регулятор (рис. 7.5) имеет три ручки настройки, шкалы для фиксации настройки и трехходовой кран. С помощью ручки "Начало герметизации" узел абсолютного давления настраивается на давление, соответствующее высотам -500…+4500 м. С помощью ручки "Избыточное давление" настраивается узел избыточного давления на перепад P = 0,59 0,02 кГс/см2; этот узел вступает в работу с высоты, на которой достигается заданный перепад P . С помощью ручки "Скорость изменения давления" настраивают узел скорости изменения давления на величину 0,18 + 0,05 мм рт. ст./с.

Трехходовой кран имеет три положения:"Включен" - для нормальной работы;"Выключен" - для проверки кабины на герметичность;"Проверка регулировки" - для проверки узла избыточного давления на земле.Регуляторы выполнены в виде прямоугольных коробок и установлены на полу кабины

экипажа, у пульта бортинженера. Кабинное давление проникает во внутреннюю полость регулятора давления (полость А) через фильтр 10. Для переключения сообщения выпускных

89

Рис. 7.5. Принцип работы регулятора давления: а) схема регулятора: 1 – корпус регулятора 2077 АТ; 2 – узел скорости изменения давления; 3 – анероидная коробка узла постоянного давления; 4 – анероидная коробка узла избыточного давления; 5 – рукоятка регулировки; 6 – пружины; 7 – золотниковые клапаны; 8 – корпус выпускного клапана 4870 АТ; 9 – мембрана прорезиненная; 10 – фильтр воздушный; 11 – внешние обводы герметичной части фюзеляжа; 12 – электромагнитный клапан аварийного открытия выпускного клапана; 13 – золотниковый клапан управляющего узла; 13 – электрокран переключенияСРД на дублирующий командный прибор;б) график изменения давления в герметичной кабине в зависимости от высоты полета:1 – график изменения давления в гермокабине по высоте при наборе и снижении с Vy 7 м/с; 4, 5 – графики изменения давления в кабине при снижении.

клапанов с основного на дублирующий регулятор установлены четыре электроклапана 2259Т и выключатель "СРД дублер".

Выпускной клапан 4870Т (поз. 8, рис. 7.5) является исполнительным органом командного прибора и совместно с ним служит для поддержания:

- давления в кабине (по высоте полета) согласно закону, выработанному командным прибором;

- избыточного давления в кабине P = 0,68 кГс/см2 в случае выхода из строя командных приборов;

- постоянного абсолютного давления в гермокабине (равного 0,7 кГс/см2) в случае отказов командных приборов;

- отрицательного перепада, не более P = -0,02 кГс/см2.Выпускные клапаны используют также для сброса давления из гермокабины, для чего

сообщают полости Г выпускных клапанов с атмосферой через электроклапаны 2259Т (поз. 12, рис. 7.5); электроклапаны включаются тумблером "Сброс давления". Полость В выпускного клапана соединена с полостью А командного прибора, а через клапаны узлов постоянного и избыточного давления - с атмосферой. При сжатии анероидной 3 или мембранной 4 коробок под действием соответственно абсолютного или избыточного давлений их клапаны 7 сообщают полость В клапана 4870Т с атмосферой, мембрана с золотником 13 этого узла приподнимается, сообщая полость Г с атмосферой; под действием разности давлений (кабинного и атмосферного в полости Г) мембрана 9 выпускного клапана приподнимается, сбрасывая давление из гермокабины.

Выпускные клапаны установлены по правому борту фюзеляжа: один в районе отсека передней опоры, другой в районе герметичного шпангоута № 67а и два - между ними.

Для улучшения работы СРД на земле, при отсутствии перепада давления между кабиной и атмосферой, применено эжектирование штуцеров выпускных клапанов ("Атмосфера"). В линии отбора воздуха на эжектирование установлен электроклапан 4073Т, который управляется выключателем "СРД эжектир." При разжатой амортстойке электроклапан обесточивается и отбор на эжектирование отключается.

Контроль за работой СРД

Контроль производится по указателю высоты и перепада давления УВПД-5, кабинному вариометру ВАР-30МК, светосигнализаторам "Перенаддув" и "Падение давления" на пульте бортинженера и прерывистому звучанию сирены.

УВПД-5 - комбинированный прибор, имеет два указателя:- высоты в кабине (от нуля до 5 км);- перепада давления (от нуля до 0,8 кГс/см2).При достижении в кабине перепада давления 0,7 кГс/см2 от сигнализатора СДУ-4А-0,7

включается прерывистая сирена и мигает светосигнализатор "Перенаддув"; необходимо импульсами уменьшить давление для предотвращения разрушения фюзеляжа или остекления.

При достижении в кабине максимально допустимой высоты 3000 150 м от высотного сигнализатора ВС-46 включается прерывистая сирена и мигает светосигнализатор "Падение"; в этом случае необходимо перейти на питание выпускных клапанов от дублирующего командного прибора, если тенденции к восстановлению давления не наблюдается, необходимо экстренно снизиться до безопасной высоты полета.

90

8. СИСТЕМА ВОДОСНАБЖЕНИЯ И КАНАЛИЗАЦИИ

Передние и задние туалетные комнаты оборудованы водопроводом и канализацией, буфет-кухня оборудована системой водоснабжения (с подогревом воды).

8.1. Система водоснабжения

В каждой системе установлены баки из нержавеющей стали емкостью:- для переднего туалета 47 2 л (уровень заправки 43 3 л), установлен в переднем

гардеробе, по правому борту;- для заднего туалета 85 5 л, установлен над потолком среднего (заднего) туалета;- для буфета-кухни 20 л, расположен в верхней части буфета.В каждом баке установлены: краны автоматической заправки водой, поплавковые

водомеры, запорные краны в магистралях подачи воды, сливные краны. В каждой системе установлены электроподогреватели, в умывальниках установлены краны-смесители.

Краны автоматической заправки служат для прекращения заправки при заданном уровне воды в баке, при этом избыток воды через контрольный штуцер направляется в атмосферу.

Водозаправочные панели каждого бака расположены с правого борта фюзеляжа; на каждой панели имеются штуцеры "Заправка" и "Контроль". Заправка производится под давлением 2…3 кг/см2 (0,2…0,3 МПа) и прекращается, когда вода начнет вытекать из штуцера "Контроль"; после заправки включаются подогреватели воды в туалетах и буфете-кухне.

8.2. Система канализации

В системе установлены баки вместимостью:- для переднего туалета 115 л;- для заднего туалета 280 л;- для буфета-кухни сливной бак емкостью 38 л.Система канализации - замкнутая, рециркуляционного типа. Промывка унитазов

производится электроцентробежными насосами ЭЦН-89, которые включаются нажатием кнопки "Смыв унитаза"; реле времени отключает насос ЭЦН-89 через 10 с после его включения.

Перед полетом баки заправляются химжидкостью: 20…25 л - для переднего бака, 35…40 л - для заднего бака. Трубопроводы вытяжной вентиляции баков выведены к выпускным клапанам № 1 и № 4.

Сливные панели расположены рядом с водозаправочными; на сливных панелях вмонтированы сливной клапан и штуцер для промывки сливного бака и заправки химжидкостью.

Сливной бак буфета-кухни химжидкостью не заправляется.

ЛИТЕРАТУРА

1. Самолет Ту-154Б, Ту-154Б-1, Ту-154Б-2. Руководство по летной эксплуатации, 1981. Инструкция по эксплуатации: кн. 3.4.1, 3.4.2, 4, 5.4.1, 5.4.2, 5.4.3, 6.4.1.

2. Тараканов Л.М. Самолет Ту-154А. М., Машиностроение, 1976.3. Волошин Ф.А., Кузнецов А.Н., Покровский В.Я., Соловьев А.Я. Самолет Ту-154. М.,

Машиностроение, 1975. Ч. 1, 2.

91

ОГЛАВЛЕНИЕ

1. Общая характеристика и основные данные самолета ……………………………….. 31.1. Основные данные самолета …………………………………………………………41.2. Массовые данные самолета………………………………………………………….4

1.3. Центровки самолета и перегрузка……………………………………………………5

2. Планер самолета……………………………………………………………………………..62.1. Фюзеляж……………………………………………………………………………….62.2. Крыло…………………………………………………………………………………..112.3. Хвостовое оперение…………………………………………………………………...15

3. Шасси………………………………………………………………………………………….183.1. Общие сведения и основные данные………………………………………………..183.2. Передняя опора шасси………………………………………………………………..183.3. Система управления поворотом колес передней опоры шасси……………………203.4. Неисправности передней опоры……………………………………………………..213.5. Основные опоры………………………………………………………………………23

4. Гидравлические системы……………………………………………………………………274.1. Основные эксплуатационные данные, общие для трех гидросистем………………274.2. Линии высокого давления гидросистем………………………………………………274.3. Потребители гидросистем……………………………………………………………..31

5. Системы управления………………………………………………………………………….435.1. Системы основного управления………………………………………………………435.2. Система управления стабилизатором и механизацией крыла………………………53

6. Топливная система……………………………………………………………………………646.1. Система питания топливом основных двигателей…………………………………..646.2. Система питания топливом ВСУ………………………………………………………676.3. Система перекачки топлива……………………………………………………………676.4. Система управления и измерения топлива……………………………………………696.5. Система дренажа топливных баков……………………………………………………716.6. Система измерения расхода топлива………………………………………………….726.7. Система измерения температуры топлива……………………………………………726.8. Система нейтрального газа……………………………………………………………72

7. Система кондиционирования воздуха и регулирования давления……………………737.1. Система вентиляции и обогрева………………………………………………………737.2. Система автоматического регулирования температуры…………………………….787.3. Контроль за работой системы кондиционирования воздуха………………………..797.4. Система регулирования давления……………………………………………………..79

8. Система водоснабжения и канализации……………………………………………………82Литература…………………………………………………………………………………..82

Подписано к печати . .98 г. Формат бумаги 60901/16. Усл. печ. л. Уч.–изд.л. Заказ . Тираж 150.

Типография Академии гражданской авиации, ризография. 196210, С.–Петербург, ул. Пилотов, дом 38.

92

93