ГЛАВА 1

ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА

Общие сведения. Пассажирский турбовинтовой самолет Ан-24 предназначен для перевозки пассажиров и грузов на местных воздушных линиях. Он оборудован всем необходимым для перевозки 50 пассажиров с багажом.

Кроме основного пассажирского варианта, самолет может быть переоборудован в следующие варианты.

Грузопассажирский с любым уменьшением количества пассажирских мест и увеличением количества багажа или грузов.

Деловой повышенного комфорта с небольшим количеством мест.

Транспортный (грузовой), специально оборудованный для перевозки грузов, а также людей на бортовых откидных сидениях. Переоборудование самолета в указанные варианты осуществляется снятием соответствующего количества пассажирских кресел и установкой необходимого оборудования и перегородок по- шп. № 15 и 20.

Самолет Ан-24 представляет собой цельнометаллический сво- боднонесущий моноплан с высоким расположением крыла.

ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА Ан-24

Геометрические

Высота, м8,32

Длина самолета, м 23,53

Размах крыла, м29,2

Площадь крыла, м2 . / 74,98

Средняя аэродинамическая хорда (САХ) для само

летов с однощелевым центропланным закрылком, м . . 2,813 Установочный угол крыла,градус+3

Угол поперечного V крыла, градус:

на участке центроплана и средних частей крыла . . 0

на участках отъемных частей крыла—2

Угол установки стабилизатора, градус0

Поперечное V стабилизатора, градус +9

Стреловидность стабилизатора по линии 25% хорд, градус 15,5

Стреловидность киля по линии 25% хорд, градус . . 21,5 Стояночный угол самолета—0°17'

Общий объем гермокабины, м373,23

Наибольшая высота пассажирской кабины (между

шп. № 9 ... 28), м2,78

Наибольшая высота пассажирской кабины, м . , . . 1,91 Колея шасси по осям стоек, м7,9

База шасси, м7,85

, Клиренс при стояночном обжатии шасси, м0,86

Расстояние от конца лопастн винта до земли, м . . . 1,145 Размер аварийных люков пассажирского салона, м 0,5Х0,6 Размер дверей, м:

передней грузовой1, IX 1,2

задней грузовой1,45x0,75

пассажирской1,4X0,75

Летные

Крейсерская скорость полета на высоте 6000 м, км/ч 460 Максимальная дальность полета с полной заправкой топлива при аэронавигационном запасе топлива на 45 мин полета, км 2000

Время набора высоты 6000 м, мин18,3

Практический потолок при двух работающих двига

телях на номинальном режиме со взлетной массой

21000 кг, м 7950

Практический потолок при одном работающем двигателе на номинальном режиме (винт отказавшего двигателя зафлюгирован) со взлетной массой 21 000 кг, м . 2750

Скорость отрыва при взлетной массе 21 000 кг, км/ч 185

Длина пробега при взлетной массе 21 000 кг, м:

на бетонной ВПП . . 635

на грунтовой ВПП с условной прочностью грунта

более 8,0 кгс/см2 (8 105 Па) .700

Скорость приземления при посадочной массе

20'000 кг и отклоненных закрылках на 38°, км/ч . . . 175

Длина пробега при посадочной массе 20 000 кг на бе

тонной ВПП и на грунтовой ВПП с условной прочно

стью грунта 8,0 кгс/см2 (8- 105 Па), м580

Весовые

Максимальная взлетная масса самолета, кг21 000

Нормальная посадочная масса, кг 20 500

Максимальная посадочная масса, кг *.21 000

Максимальная масса коммерческой нагрузки, кг:

в пассажирском варианте5 000

в грузовом варианте 5 400

Масса служебного снаряжения, кг133 ... 143

Масса пустого самолета (брать из формуляра само

лета), кг 13750

Центровочные

Предельно передняя центровка, % САХ15

Предельно задняя центровка, % САХ . .•33

Уборка шасси смещает центровку вперед на 2,3...

. -. 3,4% САХ в зависимости от полетной массы самолета

Эксплуатационные ограничения по скорости полета

Максимально допустимая скорость по прибору в горизонтальном полете, км/ч460

Максимально допустимая скорость по прибору с выпущенным шасси, км/ч -450

Максимально допустимая скорость по прибору при экстренном снижении с ограниченным маневрированием, км/ч540

Максимально допустимая скорость по прибору при уборке и выпуске шасси, км/ч300

Выпуск шасси при механическом открытии замков убранного положения допускается при скорости полета по прибору, км/ч320

Максимально допустимая скорость по прибору, при которой разрешается выпуск, уборка закрылков и полет с выпущенными закрылками, км/ч:

на угол 15° 300

на угол 38° 250

Срок службы самолета

Межремонтный ресурс и ресурс до первого капитального ремонта5000 летных часов или

5 000 посадок, но не более 5 лет эксплуатации, а в районах с влажным морским климатом — 2,5 года

Виды ремонтных форм:

Р — 1 при налете 5 000 ч или 5 000 посадок;

Р — 2 при налете 10 000 ч или 10 000 посадок;

Р — 3 при налете 17 000...24 000 ч или 17 000...

24 000 посадок

Общий технический ресурс самолетам основного парка40000 летных часов или

25 000 посадок

ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА Ан-24РВ

Установка двигателя РУ19А-300 на самолете Ан-24РВ позволяет:

повысить степень безопасности полета;

расширить эксплуатационные возможности самолета;

улучшить летные характеристики самолета при высоких температурах наружного воздуха и пониженном атмосферном давлении на аэродромах взлета и посадки.

В данном разделе указаны только те данные самолета Ан-24РВ, которые отличаются от данных самолета Ан-24Б.

Максимально допустимая взлетная масса на уровне

моря, кг21800

Максимально допустимая посадочная масса, кг . . . 21 800

Масса пустого самолета, кг . . . . 14 150

Служебная нагрузка, кг . . . 380

Скорость отрыва по прибору, км/ч190

Длина разбега по бетонной ВПП на уровне моря, м 630 Практический потолок (на наивыгоднейших скоро

стях набора):

при работе на номинальном режиме двигателей АИ-24 и РУ19А-300, м 9000

при рдботе двигателей АИ-24 на номинальном режиме, м 7700

Практический потолок при одном работающем двигателе АИ-24 на номинальном режиме и зафлюгиро-

ванном винте другого двигателя, м: двигатель РУ19А-300 работает на номинальном

режиме6 000

двигатель РУ 19А-300 не работает 3 400

Истинная воздушная скорость на высоте 6 000 м, обеспечивающая наибольшую дальность, км/ч450

Посадочная скорость (по прибору) при посадочной

массе 21 800 кг, км/ч180

Длина пробега на уровне моря при посадочной массе 21 800 кг, м630

Примечание. Летные данные приведены к стандартным условиям.

ГЛАВА 2

ПЛАНЕР САМОЛЕТА

Планер самолета состоит из фюзеляжа, крыла и оперения.

ФЮЗЕЛЯЖ

Фюзеляж самолета представляет собой цельнометаллический балочно-стрингерный полумонокок. Поперечное сечение фюзеляжа образовано дугами различных радиусов, в точках пересечения которых проходит плоскость пола пассажирской кабины. Фюзеляж технологическими разъемами по шп. № 11 и 40 разделен на три отсека: носовой Ф-1, средний Ф-2 и хвостовой Ф-3 (рис. 1).

Участок фюзеляжа от 1 до 40 шпангоута выполнен герметичным. Он представляет собой гермокабину, в которой размещены: кабина экипажа, переднее грузовое помещение, пассажирская кабина, буфет, вестибюль, туалет, гардероб, заднее багажное помещение.

Отсек Ф-1 до шп. № 1 закрыт радиопрозрачным обтекателем, под которым установлены блоки авиационного и радиоэлектронного оборудования.

Отсек Ф-3 выполнен негерметичным. К нему крепится оперение. В отсеке размещены блоки авиационного и радиоэлектронного оборудования и механизмы управления самолетом. Для доступа на земле в отсек Ф-3 из отсека Ф-2 в стенке шп. № 40 имеется люк, крышка которого открывается в сторону гермокабины. Фюзеляж состоит из поперечного и продольного силовых наборов, пола, обшивки, фонаря кабины экипажа, окон, дверей и люков.

Поперечный силовой набор состоит из 49 шпангоутов, которые делятся на типовые, усиленные и силовые. К силовым шпангоутам относятся шп. № 1, 4, 7, 17, 20, 40, 43 и 45, к усиленным — 2,3,5,6,18,19.

Шп. № 1 является передней стенкой гермокабины, на нем крепятся блоки радиооборудования и кронштейны систем управления самолетом. Верхняя часть шпангоута до пола герметична.

На шп. № 4 установлены узлы подвески передней опоры шасси, узел крепления гидроцилиндра уборки — выпуска опоры, замок выпущенного положения передней опоры и другие агрегаты. Нижняя часть шпангоута герметична.

Шп. № 7, ограничивающий кабину экипажа, выполнен в виде сплошной стенки с дверью для входа в кабину экипажа. На стенке шпангоута и двери установлены бронеплиты. В нижней части шпангоута имеется гнездо под опору наземного гидроподъемника.

Шп. № 17 и 20 конструктивно выполнены одинаковыми. К ним болтами по переднему и заднему лонжеронам крепится центроплан крыла.

Шп. № 40 выполнен герметичным и является задней стенкой гермокабины. Сверху к нему болтами крепится передний лонжерон киля, а к стенке со стороны Ф-3 — гермовывод тяг и тросовой проводки управления самолетом.

К шп. № 43 и 45 с боков болтами крепятся передний и задний лонжероны стабилизатора, а сверху к шп. № 43 — задний лонжерон киля. В нижней части шп. № 43 имеется гнездо под опору наземного гидроподъемника.

Продольный силовой набор фюзеляжа состоит из стрингеров и балок, которые установлены на участке шп. № 1 . . . 40.

Нижние части всех шпангоутов вместе с продольными профилями образуют каркас пола фюзеляжа. Настил пола между шп. № 1 ... 11 и в туалете изготовлен из листового алюминиевого сплава. На участке между шп. № 7... 1.1 металлический пол покрыт фанерным настилом.

На участке между шп. № 11 и 40 настил пола представляет собой панели, изготовленные из армированного пенопласта, облицованные сверху и снизу фанерными листами. Нагрузка на пол в багажных помещениях не должна превышать 400 кгс/м2 (400X Х105 Па), а в пассажирской кабине 250 кгс/м2 (250-105 Па).

Обшивка фюзеляжа выполнена в виде отдельных технологических панелей, изготовленных из листов алюминиевого сплава с преобладающей толщиной 0,8 .. . 1,5 мм. Исключением является верхняя передняя панель отсека Ф-3 толщиной 2,5 мм, обшивка хвостового обтекателя толщиной 0,5 мм, нижние панели центроплана под центропланом, изготовленные из химически фрезерованных листов.

Под центропланом исходный лист толщиной 5 мм установлен до уровня смотровых окон пассажирской кабины, на остальных участках этот лист фрезерован до 1,8 мм. Обшивка фюзеляжа крепится к шпангоутам и продольным балкам заклепками, а стрингеры к обшивке крепятся с помощью' клея и точечной электросварки.

Фонарь кабины экипажа (рис. 2) состоит из хромансилевого каркаса 6, обшивки из алюминиевого сплава / и стекол 5.

Фонарь остеклен органическим стеклом толщиной 10 . . . 12 мм. Перед пилотами установлено по одному триплексному стеклу с пленочным электрообогревом. По обоим бортам фонаря имеются

Рис. 1. Технологические разъемы планера самолета:

/—носовой обтекатель фюзеляжа; 2—створка люка правого отсека оборудования; 3—грузовая дверь; 4—крышка верхнего аварийного лю-ка; 5—передняя часть зализа крыла; 6—носок центроплана; 7—фонарь кабины экипажа; 8—воздушный винт; 9—носок средней частикрыла (СЧК); 10— носок отъемной части крыла (ОЧК); //—кессон ОЧК; /2—концевая секция элерона; 13—корневая секция элерона;14—кессон СЧК; 15—хвостовая часть СЧК; 16—дефлектор закрылка; 17—хвостовая часть центроплана; 13—щиток однощелевого закрылка;/9—однощелевой закрылок; 20—кессон центроплана; 21—задняя часть зализа крыла; 22—багажная дверь; 23—форкиль; 24—носок стабили-затора; 25—кессон стабилизатора; 26—концевой обтекатель стабилизатора; 27—-руль высоты; 28—прозрачный обтекатель проблескового ма-яка; 29—носок киля; 30—кессон киля; 31—концевой обтекатель киля; 32—руль направления; 33—триммер руля направления; 34—сервоком-пенсатор руля направления; 35—подфюзеляжные гребни; 36—хвостовой отсек фюзеляжа Ф-3; 37—триммер руля высоты; 38—бортоваявходная лестница; 39—входная дверь; 40—закрылок средней части крыла; 41—сервокомпенсатор элерона; 42—триммер элерона; 43—хвосто-вая часть ОЧК; 44—концевой обтекатель крыла; 45—гондола двигателя; 46— основная опора шасси; 47—крышка бортового аварийного лю-ка; 48—средний отсек фюзеляжа Ф-2; 49—носовой отсек фюзеляжа Ф-1; 50— створка люка левого отсека оборудования; 5/—створки отсе-ка передней опоры шасси; 52—передняя опора шасси

Рис. 2. Фонарь кабины экипажа:

/—обшивка; 2—уплотнители; 3— прижимы; 4— хромансилевые косынки; 5—стекло; б—каркас

го положения. При надежном закрытии дверей и люка лампочка системы сигнализации «Двери и люки открыты» на центральной панели приборной доски не горит.

Для того чтобы невозможно было открыть двери и люки с внешней стороны при стоянке самолета в аэропорту, их рукоятки с внутренней стороны фюзеляжа контрятся штырями. Перед вылетом штыри нужно снять и установить в гнезда возле шп. № 7 (или шп. № 11). Лампочки сигнализации установки Штырей в гнезда шп. №7 (11) установлены в кабине экипажа на верхнем пульте.

КРЫЛО

Крыло самолета — цельнометаллическое, высокорасположениое свободнонесущее, двухлонжеронное, трапециевидной формы в плане, кессонного типа. Кессоны крыла образованы лонжеронами, нервюрами и панелями обшивки.

Носок крыла имеет воздушно-тепловую противообледенительную камеру. Крыло технологическими разъемами по нерв. № 7 и 12 делится на центроплан, две средние и две отъемные части (счет нервюр ведется от продольной оси самолета влево и вправо до 23).

Центроплан (рис. 3) состоит из кессона, носовой 10 и хвостовой 4 частей. Кессон состоит из переднего 11 и заднего 3 лонжеронов, набора нервюр и работающей обшивки 13. Панели обшивки I и 2 изготовлены заодно с ребрами жесткости Т-образной формы, выполняющими роль стрингеров. К заднему лонжерону 3 крепятся две секции отклоняющихся однощелевых закрылков.

Рис. 3. Центроплан:

/—несъемные панели; 2—съемная панель; 3—задний лонжерон; 4—хвостовая часть центроплана; 5—откидная панель; 6—профиль разъема; 7—узел крепления двигателей и подкосов- основных опор шасси; 8— откидной лючок; 9— силовая диафрагма носка центроплана; 10— носовая часть центроплана (носок); //—передний лонжерон; 12—узел стыковки центроплана с фюзеляжем; /3—обшивка; /4—усиливающий профиль носка; /5—болт; 16—обшивка носка крыла

Между нерв. № 3... 5 установлены четыре мягких топливных бака. На нерв. № 5 и 6 имеются узлы 7, к которым крепятся силовые фермы подвески двигателей и основных опор шасси. В нижних полках нерв. № 4 имеются гнезда под опоры наземных гидроподъемников. К нерв. № 7 с помощью болтов и фитингов профиля разъема 6 к центроплану крепятся две средние части крыла.

Средняя часть крыла (СЧК). СЧК (рис. 4) состоит из кессона, носовой и хвостовой 5 частей. Кессон выполнен герметичным и представляет собой топливный бак-кессон. Он состоит из переднего 9 и заднего 3 лонжеронов, набора нервюр 4 и 7, стрингеров.

Рис. 4. Средняя часть половины крыла:

1—несъемные панели; 2—съемная панель; 3—задний лонжерон; 4—нервюра; 5 хвостова» часть; 6—откидная панель; 7—нервюра; 8—профили разъема; 9 передний лонжерон

Рис. 5. Установка подъемника однощелевого закрылка и механизм управления щитком:

/—кронштейн подвески закрылка; 2—щиток; 3—шомпольная петля; 4—рычаг щитка; 5— вал трансмиссии закрылков; б—качалка; 7—винтовой подъемник закрылка; 8—направляющая; 9— рэлнк

несъемных / и съемной 2 панелей, обшивки и других деталей. Нижняя панель обшивки несъемная.

В обшивке верхних панелей находятся люки под датчики топ- ливомера, заливная горловина и отверстие для вывода трубопровода дренажа, а в нижней панели — люк для крепления подкачивающего насоса ЭЦН-14А и крана для слива отстоя. К заднему лонжерону 3 каждой средней части крыла крепятся два монорельса и головки двух винтовых подъемников.

К нерв. № 12 СЧК с помощью болтов и фитингов крепятся отъемные части крыла.

Отъемная часть крыла (ОЧК). ОЧК по конструкции аналогична средней части, но ее кессон выполнен негерметичным. К нерв. № 23 крепятся концевые обтекатели с жалюзи для выхода воздуха из противообледенительной камеры в атмосферу. К заднему лонжерону крепится элерон (см. рис. 1), который состоит из корневой 13 и концевой 12 секций. Каждая секция состоит из лонжерона, нервюр и работающей обшивки. На корневой секции левого элерона установлены сервокомпенсатор 41 и триммер 42, а правого — только сервокомпенсатор. Элероны имеют осевую аэродинамическую компенсацию и стопроцентную весовую балансировку.

Рис. 6. Подвеска двухщелевого закрылка:

/—задний лонжерон крыла; 2, 3—подкосы; 4—монорельс; 5—закрылок; б дефлектор; 7— каретка закрылка; 8—кронштейн для установки деталей управления закрылками и элеронами

Закрылки самолета состоят из четырех секции: две на центроплане и две на средних частях крыла. Закрылки центроплана — однощелевые, отклоняющиеся. Закрылок состоит из лонжерона, нервюр и обшивки.

Каждый закрылок (рис. 5) крепится к центроплану двумя кронштейнами 1. Между кронштейнами установлен винтовой подъемник 7. К хвостовой части центроплана шомпольной петлей 3 закреплен щиток 2, открывающий профилированную щель при отклонении закрылка. При отклонении закрылка направляющая 8 поворачивает качалку 6, которая тягой отклоняет щиток 2 вверх. Когда закрылок отклонится на 15°, щиток полностью откроет щель между центропланом и закрылком.

При дальнейшем отклонении закрылка ролик 9 качалки 6 будет скользить по полке направляющей 8, удерживая щиток в открытом положении. При уборке закрылков этот механизм работает в обратной последовательности. На самолетах первых серий закрылки центроплана двухщелевые выдвижные.

Закрылки средних частей крыла — двухщелевые выдвижные (рис. 6). Закрылок 5 по конструкции аналогичен закрылку центроплана, но к нему посредством диафрагм приклепан профилированный дефлектор 6.

К каждому закрылку закреплены две каретки. Каретка 7 состоит из двух рам, между которыми на осях установлены игольчатые подшипники. Между верхними и нижними подшипниками расположена нижняя полка монорельса 4. Монорельсы закреплены на заднем лонжероне СЧК. Каждый закрылок СЧК управляется двумя винтовыми подъемниками. Подъемник головкой крепится к зад-

нему лонжерону СЧК, а проушинами внутренней трубы — к закрылку.. Винтовые подъемники являются узлами подвески закрылка.

ОПЕРЕНИЕ

Оперение самолета — цельнометаллическое, свободнонесущее, однокилевое, состоит из стабилизатора, руля высоты, киля, руля направления, форкиля и двух подфюзеляжных гребней.

Стабилизатор состоит из двух симметричных консолей (рис. 7), каждая из которых включает в себя носок 1, оборудованный воздушно-тепловой противообледенительной камерой, кессон, хвостовую часть и концевой обтекатель 2 с жалюзи для выхода воздуха из противообледенительной камеры в атмосферу.

Кессон изготовлен из верхней и нижней клеесварных панелей. Каждая панель состоит из двух полулонжеронов 6 и 7, половинок нервюр 4 и 5, стрингеров и работающей обшивки. Корневая и концевая нервюры неразрезные. К заднему лонжерону стабилизатора крепится руль высоты.

Руль высоты состоит из двух половин. Каждая половина (рис. 8) включает в себя две клеесварные панели, соединенные в плоскости хорд. Клеесварная панель изготовлена из полулонжерона 4, полунервюр, обшивки и балансировочного груза 3. На корневой нервюре / установлена вилка 2 крепления вала управления рулем

Рис. 7. Правая консоль стабилизатора:

1—носок; 2—концевой обтекатель; 3—узлы навески руля; 4, 5—полунервюры; лонжерон; 7—передний лонжерон; 8—гофр носка

Рис. 8. Руль высоты:

/—корневая нервюра; 2—внлка крепления вала управления; 3—балансировочный груз; 4— полулонжероны; 5—законцовочпый профиль; 6—узел подвески триммера

высоты. Руль высоты имеет осевую аэродинамическую компенсацию и стопроцентную весовую балансировку. К каждой половине руля крепится триммер.

Киль по конструкции аналогичен консоли стабилизатора. К заднему лонжерону киля подвешен руль направления, который по конструкции аналогичен половине руля высоты. К нижней части руля направления крепится сервокомпенсатор, а над ним триммер1. Может быть совмещенный триммер-сервокомпенсатор.

Форкиль и подфюзеляжные гребни увеличивают площадь вертикального оперения. Они конструктивно аналогичны, имеют в сечении треугольную форму.

ГЛАВА 3

УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ

Управление самолетом делится на основное и вспомогательное. К основному управлению относится управление рулями и элеронами. Управление другими системами и агрегатами относится к вспомогательному.

Управление рулями и элеронами жесткое, триммерами руля направления и элерона — электромеханическое, а закрылками — электрогидравлическое с винтовыми подъемниками. Управление триммерами руля высоты, двигателями и системой стопорения рулей и элеронов — тросовое. В управление рулями, элеронами и триммерами руля высоты включен автопилот, имеющий четыре рулевые машины. Управлять самолетом можно с мест обоих пилотов, перед креслами которых установлен пульт управления.

ПУЛЬТ УПРАВЛЕНИЯ РУЛЯМИ И ЭЛЕРОНАМИ

Пульт управления (рис. 9) рулями и элеронами состоит из двух кронштейнов 7, закрепленных к полу кабины экипажа, и шп. № 1, вала синхронизации педалей 5, трубы синхронизации штурвальных колонок 14, опорной трубы пульта 13, загрузочных пружин штурвальных колонок 8 и других деталей. Соединение и посадка вза-

Рнс. 9. Пульт управления:

/—штурвал; 2—опорный узел трубы штурвала; 3—труба штурвала; /—штурвальная ко- лонка; 5—вал синхронизации педалей; 6, 7—кронштейны на шп. № 1; 8—загрузочная пружина штурвальных колонок; 9—тяга проводин управления рулем направления; 10—тяга управления рулем высоты; //—тяга проводки управления элеронами; /2—кнопка стояночного тормоза; /3—опорная труба пульта; 14—труба синхронизации штурвальных колонок;

15—педаль; 16—секторная качалка педали*

имоперемещающихся деталей пульта выполнены на шарикопод- шипниках. Опорная труба пульта расположена за приборной доской и крепится к бортам фюзеляжа. Сверху на этой трубе закреплены кронштейны опорных узлов 2 с подшипниками и роликами, в которых перемещаются трубы штурвалов вдоль и вокруг своих осей, а снизу подвешены педали 15 и качалки 16 управления рулем направления.

УПРАВЛЕНИЕ РУЛЕМ ВЫСОТЫ

В управление рулем высоты РВ (рис. 10) входят: два штурвала 7 с трубами 5, две штурвальные колонки, труба синхронизации штурвальных колонок, две загрузочные пружины, узел управления РВ в гермовыводе 15 на шп. № 40, рулевая машина автопилота 17 на шп. № 43, вал 19 с рычагом 20 управления РВ на шп. № 45, качалки 3, 8, 10, 12, 14 и тяги /, 4, 9, 11, 13, 16, проложенные под полом кабины экипажа до шп. № 4, под полом до шп. № 7, а затем вверх по стенке и далее с левой стороны по полету — под потолком фюзеляжа до рычага 20 вала управления РВ 19. Труба синхронизации обеспечивает дублирование управления рулем высоты с мест обоих пилотов.

На концах трубы синхронизации установлено по одному рычагу, которые при отклонении колонок вперед от нейтрального положения сжимают загрузочные пружины.

Рис. 10. Схема управления рулем высоты:

/, 9, 11» 13, 16—тяги; 2—вал синхронизации управления рулем направления; 3, 8, 10» 12, 14— двуплечие качалки; 4—горизонтальная тяга; 5—труба штурвала; б—кронштейн штурвала; 7—штурвал; 15—узел управления рулем высоты в гермовыводе; 17—рулевая машина автопилота; 18—кардан; 19—вал руля высоты; 20—рычаг; 2/—сектор узла управления рулем высоты от автопилота

Гермовывод, установленный на шп. № 40, состоит из корпуса с перегородкой, двух крышек, двух валов с рычагами и других деталей. Валы уплотнены резиновыми кольцами, установленными в крышках. На валах жестко закреплены рычаги, к которым присоединены тяги управления рулями высоты и направления. Валы вращаются в подшипниках крышек и перегородки.

Вал управления рулем высоты 19 составлен из трех участков. Средний участок вала установлен в подшипниках кронштейна на шп. № 45. На рычаге 20 имеются два выступа, а на кронштейне шп. № 45 — упор, ограничивающий отклонение руля высоты вверх на 30 и вниз на 15°. В выступе рычага 20 вала имеется гнездо под наконечник стопора.

УПРАВЛЕНИЕ ЭЛЕРОНАМИ

Управление элеронами (рис. 11) состоит из двух штурвалов 11 с трубами 9, двух передаточных механизмов, находящихся в головках штурвальных колонок 8, тяг синхронизации / с подшипниками, качалок 4, 6, 12, 14, 16, 18, 20 и тяг 3, 5, 13, 15, 17, 19, проложенных параллельно тягам управления рулем высоты до шп. № 20, на котором установлен гермовывод. Под левым зализом центроплана в управление элеронами включена рулевая машина автопилота 27. От гермовывода тяги 26 и 25 проложены вдоль заднего лонжерона крыла к четырем механизмам 23 и 24 управления секциями элеронов.

Передаточный механизм состоит из шестерни и зубчатого сектора. К оси шестерни через кардан крепится труба штурвала 9.

Рнс. 11. Схема управления элеронами:

/—тяга узла синхронизации управления элеронами; 2—рычаг сиихронизацнн и управления; 3, /5—тяги; 4, 12, 14, 16—качалки управления двуплечие; 5, 13, 17, 19—горизонтальные тяги; 6—двуплечая качалка; 7—вертикальная тяга; 8—колонка; 9—труба штурвала; 10— кронштейн штурвала; //—штурвал; 18— качалка промежуточная подвески тяг управления в фюзеляже; 20—качалка; 21—труба (вал) управления элеронами на стенке заднего лонжерона; 22—ролик натяжки троса рулевой машины автопилота; 23—узел управления корневыми секциями элеронов; 24—узел управления концевыми секциями элеронов; 25— тяги управления концевыми секциями элеронов; 26—тяги управления корневыми секциями элеронов; 27—рулевая машина автопилота; 28—сектор управления элеронами от рулевой машины автопилота

На зубчатом секторе жестко установлен рычаг, соединенный вертикальной тягой 7 с качалкой 6, ось которой находится в нижней части колонки.

Качалки 6 обеих колонок соединены между собой тягами синхронизации 1, ось которых совпадает с осью вращения штурвальных колонок. Каждая тяга 1 состоит из двух участков, соединенных на подшипнике. Это предотвращает изгиб и скручивание тяг 1 при управлении рулем высоты и обеспечивает независимость управления рулем высоты и элеронами. Гермовывод состоит из вала 2.1 с двумя качалками 25, фланца, установленного с внешней стороны фюзеляжа, хомута и других деталей. Вал герметизируется резиновыми кольцами во фланце и хомуте.

К качалке 20, установленной в гермокабине возле шп. № 20, имеется гнездо под стопор. Механизмы управления корневыми 23 и концевыми 24 секциями элеронов конструктивно аналогичны.

Каждый механизм управления секциями элеронов (рис. 12) состоит из кронштейнов 1, 6, 8 рычага 3, качалок 4, 5 и вала 9.

Благодаря тому, что качалка 4 при нейтральном положении элеронов не находится в плоскости хорд крыла и элерона, при ее

Рис. 12. Механизм управления секцией элерона (с) и схема работы механизма (б):

/, 6, 8—кронштейны; 2—лонжерон; 3—рычаг; 4, 5—качалкн; 7—задний лонжерон крыла; 9—вал; /О—нейтральное положение элерона

отклонении на одинаковые углы в обе стороны от нейтрального положения вертикальные перемещения точки Б неодинаковы. Такая кинематика обеспечивает дифференциальность управления элеронами. Предельные отклонения элеронов вверх на 24 и вниз на 16° ограничиваются регулируемыми упорами, установленными возле механизмов управления концевыми секциями элеронов.

УПРАВЛЕНИЕ РУЛЕМ НАПРАВЛЕНИЯ

Управление рулем направления (рис. 13) состоит из двух пар педалей, вала синхронизации 3, узла управления рулем направления в гермовыводе 19 на шп. № 40, рулевой машины автопилота 20 на шп. № 43, вала управления рулем 21 на кронштейне шп. № 45, качалок 6, 7 и тяг 4, 5, проложенных от каждой педали к валу синхронизации 3, качалок /, 11, 13, 15, 17 и тяг 9, 12, 14, 16, 18, проложенных параллельно тягам управления рулем высоты до рычага 23. На шп. № 4 к качалке И присоединена пружинная тяга управления поворотом колес передней опоры. Управляют рулем направления и тормозами колес с помощью педалей, каждая из которых состоит из поводков 10, верхней и нижней осей. На верхней оси, подвешенной на опорной трубе пульта, установлена качалка 7. Эта качалка штырем соединена с поводками педали. Штырь проходит через нижнюю ось тормозной педали. При вращении поводков с качалкой 7 вокруг верхней оси 8 отклоняется руль направления. При повороте тормозной педали вокруг нижней оси поводков происходит торможение колес. Для регулирования педалей по росту пилота необходимо оттянуть рычаг, установлен-

20

21

16

13.

Рис.

6

1^

3

10/

23

4

Схема управления рулем направления:

1—двуплечая качалка; 2—рычаг вала синхронизации; 3—вал синхронизации; 4, 5, 9, 12, 14, 16» /8—тяги; 6, 7—секторные качалки для регулирования педалей; 8— верхняя ось; 10—поводок педали; 11, 13, 15—каталки управления .двуплечие; П— качалка промежуточной подвески тяг уп- равлення в фюзеляже; 19—узел управления рулем направления в гермовыводе: 20—рулевая машина автопилота; 2/—вал управления рулем направления; 22—кардан; 23—рычаг; 24—сектор узла управле

ния рулем иаправления от автопилота

13

19

ный с внешней стороны каждой педали в сторону, установить педаль в нужное положение, отпустить рычаг.

Гермовывод, установленный на шп. № 40, рассмотрен в разд. «Управление рулем высоты». Вал управления рулем направления 21 состоит из двух участков, соединенных карданом. Нижний участок вала установлен в подшипниках кронштейна на шп. № 45, а верхний — в подшипниках нервюр руля направления. Руль отклоняется влево и вправо на углы по 25°. Ограничители установлены в корневой нервюре руля и в кронштейне шп. № 45. В этой нервюре имеется гнездо под стопор.

Управление совмещенным триммером-сервокомпенсатором

Сервокомпенсатор руля направления снимает часть усилий с педалей при отклонении руля на большой угол в полете. Он вступает в работу при усилии на педаль 15 кгс (150 Н) и более.

Совмещенный триммер-сервокомпенсатор установлен на самолетах, которые начали выпускать с 1968 г. (рис. 14). Поворачивающее усилие от рычага 1 передается на вал 10, а от него на руль через передний кронштейн 2, жестко закрепленный на валу, качалку 3, серьгу 12 и кронштейн 4, установленный на лонжероне руля.

Качалка 3 вторым плечом опирается через пружинную тягу 5, рычаг 6 и электромеханизм 8 на задний кронштейн 9.

Если усилие в пружинной тяге от педалей не превышает предварительной затяжки пружины, вся система, смонтированная на

Рис. 14. Управление рулем направления с совмещенным триммером-сервокомпенсатором:

/ рычаг вала руля; 2—передний кронштейн; 3—двуплечая качалка; 4—кронштейн лонжерона руля; 5—пружинная тяга; 6—двуплечий рычаг; 7—тяга; в—электромеханизм МГЫООМ; у—задний кронштейн вала; 10—вал руля; 11—цапфа вала руля; 12—серьга; /3—трнммер-

сервокомпеасатор

валу, вместе с рулем отклоняется как одно целое. Сервокомпенсатор также неподвижен относительно руля.

Если же усилие в пружинной тяге 5 превысит предварительную затяжку пружины, то тяга удлинится или укоротится (в зависимости от направления отклонения руля), двуплечая качалка 3 повернется относительно оси кронштейна 2 и вал 10 повернется относительно руля направления.

Сервокомпенсатор 13, связанный с валом тягой 7, также отклонится в сторону, противоположную повороту руля, уменьшая его шарнирный момент до величины, которую может преодолеть усилие, приложенное к рулю сжатой пружинной тягой. Происходит дальнейшее отклонение руля. При этом на педали будет передаваться только усилие сжатой пружины. При включении электромеханизма 8 триммер-сервокомпенсатор отклоняется как обычный триммер. Движение штока электромеханизма через рычаг 6 и пружинную тягу 5 передается качалке 3.

Качалка, поворачиваясь относительно кронштейна 2, поворачивает вал 10 относительно руля. Поворот вала через тягу 7 передается триммеру. Предварительная затяжка пружины соответствует

усилию на педалях 15 кгс (150Н). Сервокомпенсатор отклоняется на угол 19±Г в сторону, противоположную отклонению руля. Как триммер, сервокомпенсатор управляется нажимным переключателем, который установлен на центральном пульте, там же установлена зеленая лампа нейтрального положения триммера.

УПРАВЛЕНИЕ СЕРВОКОМПЕНСАТОРАМИ ЭЛЕРОНОВ

Они предназначены для частичного снятия усилий со штурвалов и отклоняются в стороны, противоположные отклонениям элеронов.

УПРАВЛЕНИЕ ТРИММЕРОМ ЭЛЕРОНА

Управление триммером элерона производится электромеханизмом МП-100М, который установлен в левой корневой секции элерона. Включается электромеханизм нажимным переключателем, установленным на центральном пульте. При нейтральном положении триммера горит зеленая лампа возле переключателя. На центральной панели приборной доски установлены переключатели аварийного управления триммерами руля направления и элерона. Ими можно пользоваться в случае отказа основных переключателей. Триммер элерона отклоняется на углы ±7°.

УПРАВЛЕНИЕ ТРИММЕРАМИ РУЛЯ ВЫСОТЫ

Управляют триммерами до шп. №■ 45 с помощью тросовой проводки и далее — тягами.

В управление триммерами РВ входят: два штурвала и барабан, жестко закрепленные на одной оси в центральном пульте, тросовая проводка с направляющими роликами, гермовывод на шп. № 40, винтовой механизм 2 (рис. 15) и триммерная машина автопилота на шп. № 45, качалка 3, поворотные тяги 4, качалки и тяги, проложенные от точки А к триммерам. На центральном пульте у каждого штурвала закреплены две шкалы для контроля за положением триммеров, подвижные и неподвижные треугольные индексы.

При'совмещении индексов триммеры находятся в нейтральном положении. Цена одного деления шкалы 2° отклонения триммера. Каждая шкала имеет еще и градуировку в процентах центровки самолета по САХ. Тросовая проводка от барабана в центральном пульте (по роликам и направляющим через гермовывод на шп. № 40) соединяется с барабаном винтового механизма 2, установленного на шп. № 45. На этом барабане жестко закреплена шестерня, соединенная цепью с шестерней триммерной машины автопилота /. Внутрь барабана винтового механизма 2 ввернут шток, который через качалку 3 соединен с поворотными тягами 4. На этих тягах установлены подшипники, предотвращающие скручивание тяг 4 при управлении рулем высоты. При вращении штурвалов управления триммерами они через барабан в центральном пульте и тросовую проводку поворачивают барабан винтового механизма. Шток, перемещаясь в барабане через качалку 3 и тяги 4 отклоняет

Рис. 15. Управление рулем высоты в хвостовой части фюзеляжа:

/—триммерная машина автопилота; 2—винтовой механизм управления триммером руля высоты; 3—двуплечая качалка; 4—поворотная тяга; 5—гнездо стопора руля высоты; 6— ограничитель отклонения руля высоты; 7—рычаг; 8—вал руля высоты; 9—фланец с карданной вилкой; 10—руль высоты; //—триммер руля высоты; 12 и 15—резиновые кожухи; 13— вилки карданов; 14—опорный кронштейн

триммеры. Триммеры отклоняются на углы ±20°. Ограничивается отклонение триммеров зажимами, закрепленными на тросе и текстолитовой направляющей, установленной на кронштейне в районе шп. № 15... 17.

УПРАВЛЕНИЕ ЗАКРЫЛКАМИ (МЕХАНИЧЕСКАЯ ЧАСТЬ)

Управление закрылками электрогидравлическое. Механическая часть управления закрылками состоит из: гидропривода закрылков, трансмиссионного вала и шести винтовых подъемников.

Гидропривод закрылков

Гидропривод (рис. 16) состоит из двух гидромоторов 5, редуктора и тормоза. Он установлен под правым зализом центроплана. Валы гидромоторов сцеплены шлицами с ведущей шестерней 4 редуктора. Ведомая шестерня зубьями сцеплена с ведущей шестер-

Рис. 16. Гидропривод закрылков:

7. 2—крышки; 3—корпус редуктора; 4—ведущая шестерня; 5—гидромотор; 6—вал ведомой шестерни; 7—пружина тормоза; 8—гидроцилиндр тормоза; 9—челночный клапан; /0—корпус тормоза; 11—шестерня тормоза; /2—пакет тормозных дисков

ней и шестерней тормоза 11. Вал ведомой шестерни 6 соединен с валом трансмиссии, который соединяет все винтовые подъемники. На вале шестерни тормоза смонтирован пакет вращающихся дисков. а в корпусе тормоза 10— пакет невращающихся дисков 12.

Пакет дисков 12 сжат пружиной 7 с помощью тарелки, соединенной с поршнем. При отсутствии давления жидкости в гидросистеме закрылков пакет дисков 12 сжат пружиной. Благодаря силам трения между дисками происходит затормаживание редуктора, и закрылки фиксируются в необходимом положении.

При уборке или выпуске закрылков жидкость под давлением поступает в гидромоторы и под поршень, который, перемещаясь, тарелкой сжимает пружину и освобождает диски. Редуктор растормаживается. Гидромоторы вращают вал трансмиссии, а вал, вращая винтовые подъемники, выпускает или убирает закрылки.

Винтовой подъемник

Винтовой подъемник состоит из головки с внешней трубой, двух телескопических труб, ведущей конической шестерни с шлицевым валом, ведомой конической шестерни с пустотелым винтом, гайки и других деталей. На внутренней трубе с одной стороны закреплена гайка, а с другой — наконечник с проушинами для крепления к закрылку. Головка подъемника установлена в подшипниках, закрепленных на крыле. Для уменьшения сил трения в резьбе между гайкой и пустотелым винтом уложены стальные шарики. Вращаясь, вал трансмиссии через конические шестерни вращает винты подъемников, по которым перемещаются гайки. Гайки, соединенные с внутренними трубами, выпускают или убирают закрылки.

Рис. 17. Детали управления тормозами колес:

<1—колеса заторможены в установлены на стояночный тормоз; б—колеса расторможены и сняты со стояночного тормоза; 1— тормозная педаль; 2—тяга; 3—скоба; 4—упор; 5— фиксатор стояночного тормоза; 6—ролик; 7—кнопка стояночного тормоза; 8—пружина; 9— трехплечая качалка; /0—поводок: //—рычаг; 12—тормозной гидравлический клапан УГ-92/2;

Л, Б, В, Г — шарниры

УПРАВЛЕНИЕ СТОЯНОЧНЫМ ТОРМОЗОМ

Включить стояночный тормоз колес и выключить его можно только с места левого пилота. Для этого над тормозными педалями левого пилота установлены конструктивно одинаковые механизмы (рис. 17). Каждый механизм включает в себя тормозную педаль 1, трехплечую качалку 9, тягу 2, скобу 3 с упором 4 и тормозной клапан УГ-92 (УГ-149). Оба механизма соединены валом с фиксаторами стояночного тормоза 5 на концах. На средней части вала имеется рычаг, к которому присоединена тяга с пружиной 8 и кнопкой стояночного тормоза 7. Кнопка установлена под левым штурвалом.

Чтобы установить самолет на стояночный тормоз, необходимо нажать педали левого пилота, вытянуть кнопку стояночного тормоза, снять ноги с педалей, отпустить кнопку. Давление по манометрам тормозов будет 60±5 кгс/см2 [(60±5) -105, Па]. Для снятия со стояночного тормоза необходимо нажать, а затем отпустить педали левого пилота.

УПРАВЛЕНИЕ ДВИГАТЕЛЯМИ

Управляют двигателями с помощью рычагов, установленных на центральном пульте, и электромеханизмов, управляемых с электрощитков и пультов. Управление работой двигателей автоматизировано и сводится к изменению положения рычагов управле-

ния двигателями (РУД). Каждому положению РУД соответствует определенный режим работы двигателей, контролируемый в кабине по прибору УПРТ-2.

К нижним концам РУД приклепаны ролики, на которых закреплены тросы, проложенные через направляющие ролики от РУД под полом кабины экипажа до шп. № 7, а затем параллельно тягам управления рулями до шп. № 17. На шп. № 17 тросы, пройдя гермовывод, разветвляются и далее идут по переднему лонжерону центроплана в гондолы двигателей к концевым роликам. К ним приклепано по одному поводку, которые через тяги соединены с рычагами АДТ-24М. На центральном пульте установлены рычаги тормоза РУД и упоры малого полетного газа. С помощью рычага упоры могут устанавливаться в пределах 12... 22° по УПРТ-2 (через 2° по УПРТ-2) в зависимости от температуры наружного воздуха. Чтобы предотвратить взлет самолета с застопоренными рулями и элеронами, система стопорения рулей на стоянке сблокирована со стопорением РУД. На самолете Ан-24РВ управление двигателем РУ19А-300 состоит из рычага, установленного на центральном пульте, и тросовой проводки, соединяющей этот рычаг с насосом — регулятором РУ19А-300. При установке РУД, , РУ19А-300 в крайнее заднее положение прекращается подача топлива в двигатель и он останавливается.

СИСТЕМА СТОПОРЕНИЯ РУЛЕЙ И ЭЛЕРОНОВ

Руль направления и элероны стопорятся в нейтральном, а руль высоты — в крайнем нижнем положении. Система стопорения рулей и элеронов сблокирована со стопорением РУД так, что при застопоренных рулях и элеронах РУД может перемешаться в пределах от 0 до 30° по УПРТ-2. Система стопорения состоит из сектора с рукояткой, установленной на левой стенке центрального пульта, тросовой проводки, проложенной параллельно тягам управления рулями и трех механизмов стопорения.

Механизм стопорения элеронов установлен в пассажирской кабине слева под потолком у шп. № 20, а механизмы стопорения рулей 1 и 17— в районе шп. № 44...45 (рис. 18). Эти механизмы конструктивно аналогичны. Каждый из них состоит из стопора 21, болта 24, стакана с возвратной пружиной 23, внутренней пружины стопора 25 и других деталей.

Конструкция механизмов позволяет установить рукоятку стопорения в положение «Застопорено» при любом положении рулей и элеронов. Если стопор не совмещен с гнездом стопорения, то он войдет в стакан по болту 24 и сожмет внутреннюю пружину 25. После совмещения стопора с гнездом внутренняя пружина дошлет - его в гнездо стопорения. Для застопорения рулей и элеронов на стоянке необходимо на центральном пульте отвести предохранительную планку влево, потянуть фиксатор рукоятки на себя и поднять вверх. Убедившись, что рукоятка зафиксировалась, отпустить планку. После этого, перемещая педали, штурвал и штурвальную колонку, совмещают стопоры с гнездами стопорения.

Для расстопорения рулей и элеронов необходимо, придерживая штурвал, отвести предохранительную планку влево, потянуть фиксатор рукоятки на себя и перевести ее в крайнее нижнее положение. Убедившись в фиксации рукоятки, отпустить ее, планку и штурвал.

Перемещением органов управления убедиться, что рули и элероны расстопорены.

ГЛАВА 4

ШАССИ САМОЛЕТА

Шасси самолета с управляемыми колесами передней опоры. Оно убирается и выпускается с помощью гидросистемы. Все три опоры шасси убираются вперед. Такая схема уборки шасси обеспечивает их аварийный выпуск благодаря энергии встречного потока воздуха и собственного веса. При этом замки убранного положения шасси открываются рукоятками. В выпущенном и убранном положении шасси удерживается механическими замками.

Для предотвращения складывания шасси на стоянке на верхнем звене двухзвенника правой амортизационной стойки установлен концевой выключатель, который при обжатии стойки размыкает электроцепь крана уборки — выпуска шасси. На передней стойке установлен концевой выключатель, который размыкает электроцепь системы поворота передних колес после отделения их от земли.

ОСНОВНЫЕ ОПОРЫ ШАССИ

Основные опоры шасси одностоечного типа. Они установлены в гондолах двигателей. В комплект основной опоры шасси входят следующие агрегаты: амортизационная стойка; два тормозных колеса; складывающийся подкос; замок выпущенного положения (замок-распор); замок убранного положения; гидроцилиндр уборки и выпуска опоры; механизм управления створками отсека основной опоры.

Амортизационная стойка (рис. 19) состоит из цилиндра амортизатора 9 с траверсой 15, плунжера, штока 17, двухзвенника 22 и оси колес 21. К цилиндру амортизатора 9 приварена траверса 15, по бокам которой закреплены цапфы для установки стойки в подшипниках фермы шасси. На внешней стороне траверсы имеется рычаг для крепления штока гидроцилиндра уборки и выпуска опоры, а на внутренней — рычаг с роликом механизма управления створками отсека основной опоры. По оси стойки к траверсе крепится рычаг, к которому присоединяется тяга управления задней створкой и заднее звено замка выпущенного положения опоры. В стенку траверсы ввернута заглушка для контроля герметичности уплотнения диафрагмы 16, а к цилиндру 9 приварен штуцер с клапаном 27 для зарядки амортизатора жидкостью АМГ-10 и азотом.

Рис. 19. Амортизационная стойка основной опоры:Рис. 19. Амортизационная стойка основной опоры:/—гайка-букса; 2—нижнее профилированное кольцо; 3—кожаная манжета; 4—резиновая манжета; 5—промежуточное кольцо; 6—верхнее профилированное кольцо;7—опорноекольцо; 8—ограничительная гайка; 9—цилиндр амортизатора; 10—золотниковое кольцо; 11—направляющая букса; 12—уплотнительное кольцо; /3—труба плунжера; /4— поршень плунжера; 15—траверса амортизационной стойки; 16—верхняя диафрагма; 17— шток; 18—нижняя диафрагма; 19—опорное кольцо; 20—головка штока; 21—ось колес; 22—двухзвеииик; 23—концевой выключатель ДП-702; 24—рычаг, нажимающий на концевой выключатель; 25—нижний хомут; 26—верхний хомут; 27—зарядный клапан/—гайка-букса; 2—нижнее профилированное кольцо; 3—кожаная манжета; 4—резиновая манжета; 5—промежуточное кольцо; 6—верхнее профилированное кольцо;7—опорноекольцо; 8—ограничительная гайка; 9—цилиндр амортизатора; 10—золотниковое кольцо; 11—направляющая букса; 12—уплотнительное кольцо; /3—труба плунжера; /4— поршень плунжера; 15—траверса амортизационной стойки; 16—верхняя диафрагма; 17— шток; 18—нижняя диафрагма; 19—опорное кольцо; 20—головка штока; 21—ось колес; 22—двухзвеииик; 23—концевой выключатель ДП-702; 24—рычаг, нажимающий на концевой выключатель; 25—нижний хомут; 26—верхний хомут; 27—зарядный клапанах.ах.Рис. 20. Схема работы амортизатора:

Рис. 19. Амортизационная стойка основной опоры:

Рис. 19. Амортизационная стойка основной опоры:

/—гайка-букса; 2—нижнее профилированное кольцо; 3—кожаная манжета; 4—резиновая манжета; 5—промежуточное кольцо; 6—верхнее профилированное кольцо;7—опорное

кольцо; 8—ограничительная гайка; 9—цилиндр амортизатора; 10—золотниковое кольцо; 11—направляющая букса; 12—уплотнительное кольцо; /3—труба плунжера; /4— поршень плунжера; 15—траверса амортизационной стойки; 16—верхняя диафрагма; 17— шток; 18—нижняя диафрагма; 19—опорное кольцо; 20—головка штока; 21—ось колес; 22—двухзвеииик; 23—концевой выключатель ДП-702; 24—рычаг, нажимающий на концевой выключатель; 25—нижний хомут; 26—верхний хомут; 27—зарядный клапан

/—гайка-букса; 2—нижнее профилированное кольцо; 3—кожаная манжета; 4—резиновая манжета; 5—промежуточное кольцо; 6—верхнее профилированное кольцо;7—опорное

кольцо; 8—ограничительная гайка; 9—цилиндр амортизатора; 10—золотниковое кольцо; 11—направляющая букса; 12—уплотнительное кольцо; /3—труба плунжера; /4— поршень плунжера; 15—траверса амортизационной стойки; 16—верхняя диафрагма; 17— шток; 18—нижняя диафрагма; 19—опорное кольцо; 20—головка штока; 21—ось колес; 22—двухзвеииик; 23—концевой выключатель ДП-702; 24—рычаг, нажимающий на концевой выключатель; 25—нижний хомут; 26—верхний хомут; 27—зарядный клапан

ах.

ах.

а—прямой ход; б—обратный ход; 1— цилиндр амортизатора; 2—шток; 3— золотниковое кольцо; 4— поршень плунжера; 5—букса; 6—труба плунжера

К нижней части цилиндра 9 приварены хомуты 25 и 26. Верхний хомут 26 спереди имеет проушины для крепления складывающегося подкоса и скобы для установки опоры на замок убранного положения, а сзади — ушко для крепления троса при буксировке самолета хвостом вперед. К хомуту 25 крепится рычаг 28 привода механизма управления передними створками и

верхнее звено двухзвенника

. Внутри цилиндра 9 рабочая полость амортизатора отделена от верхней части диафрагмой 16, к которой крепится труба плунжера

с поршнем 14. В днище поршня имеется центральное отверстие для перетекания жидкости во время работы амортизатора. Внутрь цилиндра 9 установлен шток 17. Шток уплотнен пакетом, установленным в нижней части цилиндра 9 и сжат гайкой-буксой 1. На верхнюю часть штока 17 навернута букса //с осевыми отверстиями для перетекания жидкости во время работы амортизатора. Внизу на буксе 11 установлено упругое золотниковое кольцо.

На среднюю часть штока 17 навернута гайка 8, ограничивающая его выход из цилиндра 9. Внизу к штоку 17 приварена головка, в которой устанавливается ось колес 21. К головке 20 крепится нижнее звено двухзвенника 22, который предотвращает поворот штока 17 в цилиндре 9.

Амортизатор азотно-масляного типа с торможением на прямом и обратном ходе. Он заряжается АМГ-10 и азотом. Начальное давление азота 27 ± 1 кгс/см2 [(270± 10) • 105 Па]. Объем заливаемой жидкости — 6350 см3. Максимальный ход штока — 300 мм. Стояночное обжатие амортизатора определяется по видимой хромированной части штока, которое должно быть 60... 130 мм. Конструкция амортизатора показана на рис. 20.

При обжатии амортизатора жидкость из штока 2 вытесняется в полость цилиндра / через отверстие в поршне плунжера 4. Азот сжимается. Из цилиндра 1 жидкость через осевые отверстия буксы 5 поступает в кольцевую полость между штоком 2 и цилиндром L Золотниковое кольцо 3 находится на нижних выступах буксы 5 и не препятствует перетеканию жидкости в кольцевую полость. Торможение штока на прямом ходе происходит вследствие сжатия азота и гидравлического сопротивления отверстия в поршне плунжера 4, затормаживающего движение жидкости.

При обратном ходе штока 2 жидкость возвращается из цилиндра / в шток 2 через отверстие в поршне 4, при этом золотниковое кольцо 3 прижимается к буксе 5 и перекрывает почти все отверстия в ней. Жидкость из кольцевой полости будет вытесняться буксой 5 через зазор в стыке золотникового кольца и далее через осевые отверстия в буксе 5 в полость цилиндра /. Торможение- штока происходит вследствие гидравлического сопротивления зазора в стыке золотникового кольца 3.

Колеса основной опоры шасси КТ-94/2

На основной опоре шасси установлено два тормозных колеса. Тормоза дисковые. Колесо состоит из барабана, пневматика, тормоза и инерционного датчика. Пневматик размером 900 х300х Х370 мм имеет рабочее давление воздуха 5,0 + 0,5 кгс/см2 [(5 + -1-0,5) -105 Па], а при работе с бетонной ВПП — 6,0+0,5 кгс/см2' [(6,0+0,5) • 105 Па]. Барабан отлит заодно с несъемной ребордой. Съемная реборда состоит из двух половин. С внутренней стороны в барабане имеются пазы, в которых устанавливаются выступы вращающихся тормозных дисков. В ступице барабана установлены роликовые подшипники, между внутренними обоймами которых на:

ось устанавливается распорная втулка. Втулка обеспечивает эксплуатационный зазор в подшипниках при затяжке гайки на оси колеса. На ступице закреплена шестерня привода инерционного датчика УА-27А.

Тормоз состоит из корпуса, четырех вращающихся, трех невра- щающихся, нажимного и упорного дисков, восьми узлов затормаживания, восьми узлов растормаживания и других деталей.

При торможении колес жидкость под давлением из гидросистемы поступает в кольцевой канал корпуса к узлам затормаживания. Поршни этих узлов перемещают нажимной диск, который сжимает пакет дисков и пружины узлов растормаживания. Колесо затормаживается. При сбросе давления из узлов затормаживания, пружины узлов растормаживания возвращают нажимной диск и поршни в исходное положение. Колесо растормаживается.

В корпусе тормоза имеется гнездо со штырем для контроля износа дисков. К корпусу тормоза крепится инерционный датчик УА-27А. Датчик работает в сети авторастормаживания колес. Он выдает электросигнал на растормаживание колес для предотвращения их юза. Датчик состоит из корпуса с крышкой, вала с шестерней, маховика, втулки с фигурными вырезами, штока, рычага с пружиной, концевого выключателя и других деталей. Шестерня датчика входит в зацепление с шестерней барабана. При равномерном или ускоренном вращении вала вращается вместе с ним и маховик. Концевой выключатель размыкает электроцепь сети авторастормаживания. На грани юза колес вал датчика вместе с барабаном замедляет вращение, а маховик, по инерции вращаясь, фигурными вырезами втулки выталкивает шток, который рычагом давит на концевой выключатель и замыкает электроцепь сети авторастормаживания. Колесо растормаживается и вращается с положительным ускорением. Вал догоняет маховик, рычаг освобождает концевой выключатель. Электроцепь размыкается.

Складывающийся подкос состоит из двух звеньев. Нижнее звено крепится к цилиндру амортизационной стойки, а верхнее — цапфами траверсы в подшипниках кронштейнов переднего лонжерона центроплана. Звенья между собой соединены шарнирно.

Замок выпущенного положения (распор) (рис. 21) препятствует самопроизвольному складыванию подкоса, фиксируя ногу в выпущенном положении. Он состоит из двух звеньев <3 и 8, имеющих механические упоры, гидроцилиндра одностороннего действия 6, двух щек 2, пружин 9, концевого выключателя 5 и других деталей. Гидроцилиндр 6 тягами 7 крепится к звеньям замка 3 и 8. Шток 15 цилиндра ухом 12 крепится к оси, соединяющей звенья <3 и 8. При выпущенном положении опоры звенья замка образуют стрелу прогиба, направленную вверх, равную 4 мм. При уборке опоры шток 15 под давлением жидкости из гидросистемы выходит из корпуса 14, выбирает стрелу прогиба, растягивает пружины и складывает звенья замка. На приборной доске гаснет зеленая лампа, опора убирается. При выпуске опоры амортизационная стойка распрямляет звенья подкоса, а он распрямляет звенья замка. Пружины 9

Рис. 21. Замок выпущенного положения (распор) основной опоры шасси:

1—ось; 2—щеки; 3, 8—звенья; 4, 10—коромысла; 5—концевой выключатель; 6—гидроцилиндр; 7—тяга; 9—пружины; 11—серьга; 12—ухо; 13—головка; 14—корпус; 15—шток

досылают звенья 3 и 8 на механические упоры, образуя стрелу прогиба, обратную складыванию и равную 4 мм. Жидкость из цилиндра вытесняется в гидробак.

Гидроцилиндр уборки — выпуска основной опоры состоит из корпуса с головкой, нижней буксы, штока с поршнем и других деталей. Цилиндр головкой крепится к центроплану, а штоком — к рычагу амортизационной стойки. В головке цилиндра смонтировано демпфирующее устройство, обеспечивающее плавную установку опоры на замок выпущенного положения. Когда шток движется вниз, основная опора убирается и наоборот.

Замок убранного положения основной опоры состоит из корпуса, крюка, защелки, пружин, гидроцилиндра одностороннего действия, трехплечей качалки, концевого выключателя и других деталей. Схема работы замка показана на рис. 22. Замок закрывается механически под действием скобы основной опоры, входящей в замок при ее уборке, а открывается под действием давления жидкости. На корпусе цилиндра замка установлено два штуцера, смещенных по осп один относительно другого. Жидкость под давлением подается через верхний штуцер, поршень со штоком, перемещаясь, поворачивает защелку, которая освобождает крюк. Замок открыт. Затем шток, перемещаясь дальше, поршнем открывает второй штуцер, через который жидкость из цилиндра замка поступает в гидроцилиндр выпуска шасси.

При отсутствии давления жидкости в линии выпуска шасси поршень со штоком под действием пружины возвращается в верхнее положение, выталкивая жидкость в линию слива. При отсут- 32

Рис. 22. Схема работы замка убранного положения:

а—замок закрыт; б—открытие замка от гидросистемы; в—аварийное открытие замка от ручной системы

ствии давления жидкости в гидросистеме замки убранного положения основных опор шасси можно открыть аварийно с помощью рукоятки, установленной в пассажирской кабине справа под потолком, в районе шп. № 17. Эта рукоятка тросовой проводкой соединена с трехплечими качалками замков. Для открытия замков необходимо рукоятку потянуть вниз, качалки, воздействуя на защелки, откроют замки.

Защелка каждого замка тросами соединена с замком створок отсека основной опоры. Замок установлен на передней стенке отсека. Эти замки сблокированы так, что если замок убранного положения закрыт, то закрыт и замок створок, и наоборот. Когда замок убранного положения опоры закрыт, на приборной доске горит красная лампа.

Механизмы управления створками отсека основной опоры. Отсек основной опоры закрывается тремя створками — двумя передними и одной задней. Задняя створка 13 тягой 12 соединена с рычагом 11 амортизационной стойки. Она открывается внутрь гондолы двигателя во время выпуска опоры и закрывается при уборке. Передние створки открываются наружу. Они закрыты, когда опора выпущена или убрана. Открываются створки при уборке или выпуске опоры. Конструкция механизма показана на рис. 23. При выпущенной опоре ролик рычага 10 находится в прямолинейном пазе кулисы 9 и удерживает створки в закрытом положении.

В процессе уборки шасси рычаг 10 поворачивает кулису 9, кулиса тягой 6 поворачивает вал 20, который тягами 18 открывает створки 14. Когда створки полностью откроются, ролик рычага 10 из прямолинейного паза кулисы 9 переместится в криволинейный и никакого воздействия на механизм створок оказывать не будет. Когда опора зайдет в отсек, ролик рычага 15 войдет в зев кулисы

Рис. 23. Механизм управления створками отсека основной опоры:

/—скоба; 2—замок передних створок; 3—кронштейн с роликом; 4—рычаг; 5—тросы привода замка створок; 6—тяга; 7—замок убранного положения; 5—кронштейн; 9—кулиса; 10, П— рычаги амортизационной стойки; 12—тяга привода задней створки; /3—задняя створка; 14—левая передняя створка; /5—рычаг амортизационной стойки; 16—замок для открытия створки на земле; /7—-дополнительная створка; 18—тяга с поворотной вилкой; 19—рычаг; 20—вал; 21—кулиса; 22—цапфа; 23— кронштейн

21 и повернет вал 20 в обратном направлении. Створки закроются. Ролик рычага 10 при этом выйдет из кулисы 9. Замок убранного положения закрывается, закрывается и замок створок под действием своих пружин. При выпуске шасси механизм управления створками работает в обратной последовательности. Для работы в отсеке основной опоры на земле передние створки можно открыть рукоятками управления механизмами открытия створок, которые установлены по одному на каждой створке.

ПЕРЕДНЯЯ ОПОРА ШАССИ

Передняя опора шасси — одностоечного типа с рычажной подвеской колес, обеспечивающей амортизацию вертикальных и горизонтальных ударов. В комплект передней опоры входят: амортизационная стойка, два нетормозных колеса, рулевой цилиндр, гидроцилиндр уборки и выпуска опоры, замки убранного и выпущенного положений, четыре механизма управления створками отсека передней опоры.

Амортизационная стойка (рис. 24) состоит из амортизатора, траверсы 38, рычага подвески колес 44 и центрирующего устройства. По бокам траверсы 38 установлены цапфы 35, которыми амортизационная стойка установлена в подшипниках шп. № 4. Цапфы заканчиваются вилками, к которым крепится шток рулевого цилиндра. Ниже цапф 35 установлены пальцы 36 для управления механизмами задних створок. На траверсе 38 имеются ушки 34, 37, И для крепления рычагов управления передними створками, штока гидроцилиндра уборки и выпуска опоры, профилированного кулачка 10 центрирующего устройства. Сзади траверсы установлена скоба 39 для установки опоры на замок выпущенного положения. Внутри траверсы установлены два игольчатых подшипника 13 и 23 и один шариковый 12, в которых установлен и поворачивается цилиндр амортизатора 7. К верхней части цилиндра 7 крепится хомут 31 рулевого механизма, а внутри — приварена крышка. К крышке крепится труба плунжера 24, сверху в которую ввинчен зарядный клапан 32, а снизу — поршень 15 с клапаном 16 обратной амортизации. К цилиндру 7 приварен кронштейн 5, к которому болтом 1 шарнирно крепится рычаг 44 подвески колес. На левом ухе кронштейна 5 закреплен лимб, а на рычаге 44 — стрелка указателя обжатия амортизатора 4.

По стрелке и лимбу определяется стояночное обжатие амортизатора. В цилиндре 7 установлен шток 22 с уплотнительным пакетом 19, а в штоке— профилированная игла 20. Шток 22 шатуном 42 соединен с рычагом 44, на верхней головке которого закреплен рычаг 3 с роликом 17 центрирующего устройства и скоба 2 для установки опоры на замок убранного положения. В нижней головке установлены роликовые подшипники, через внутренние обоймы которых проходит ось колес. Центрирующее устройство предназначено для установки передних колес по продольной оси самолета после отрыва их от ВПП. Оно состоит из профилированного кулачка 10 и рычага 3 с роликом 17.

Амортизатор азотно-масляного типа с торможением на прямом и обратном ходе. Он заряжается АМГ-10 и азотом. Объем заливаемой жидкости— 1500 см3. Начальное давление азота—15 кгс/см2 (15-105 Па). Максимальный ход штока—160 мм. Стояночное обжатие — 50... 135 мм.

При обжатии амортизатора (рис. 25) жидкость из штока 2 вытесняется в полость цилиндра / через боковые отверстия в поршне 3 плунжера и кольцевой зазор между профилированной иглой и

Рис. 24. Амортизационная стойка передней опоры:

/—болт; 2—скоба подвески опоры иа замок убранного положения; 3—рычаг центрирующего устройства; 4—стрелка указателя обжатия амортизатора; 5—кронштейн цилиндра амортизатора; 5—разрезное кольцо; 7—цилиндр амортизатора; 8—головка штока: 9—тайка-букса: 10—кулачок центрирующего устройства; 11—ушкн траверсы; /2—упорный подшипник; 13— иижиий игольчатый подшипник; 14—распорная втулка; 15—поршень плунжера; 16—клапан; 17—ролик; /8—ось; 19—уплотнительный пакет; 20—профилированная игла; 21—букса: 22— шток; 23—верхний игольчатый подшипник; 24—труба плунжера; 25—сальник; 25—-гайка; 27—кольцо; 28—штифт; 29—гайка; 30—рычаг привода передней левой створки; 31—хомут; 32—зарядный клапан; 33—крышка с сальником; 34— ушки траверсы; 35—цапфа крепления передней опоры; 36—палец привода левой задней створки; 37—ушки для крепления штока цилиндра уборки-выпуска; 38—траверса амортизационной стойки; 39—скоба установки опоры на замок выпущенного положения; 40—проушина траверсы; 41—крышка; 42—шатун: 43—ось; 44—рычаг подвески колес; 45—стяжной болт; 46—бронзовые втулки; 47—винты

стенками отверстия поршня 3. Свободно плавающее кольцо-клапан 4 обратной амортизации отжимается вверх. Происходит дополнительное сжатие азота. На прямом ходе шток 2 затормаживается в результате сжатия азота и гидравлического сопротивления отверстий для прохода жидкости. Игла спрофилирована так, что вначале хода величина кольцевого зазора сохраняется наибольшей и, по мере дальнейшего обжатия амортизатора, постепенно уменьшается. Поэтому при малых перемещениях штока (при рулении) амортизация толчков мягкая и происходит в основном из-за сжатия азота.

Обратный ход штока осуществляется благодаря энергии сжатого азота и весу колес. При этом движение жидкости противоположно ее движению на прямом ходе. Плавающий клапан 4 прижимается к поршню 3 и создает дополнительное гидравлическое сопротивление жидкости, так как отверстия в клапане 4 меньше отверстий в поршне 3. Вследствие этого шток 2 тормозится более интенсивно, чем при прямом ходе.

Колеса передней опоры состоят из барабана и пневматика размером 700X250 мм. Давление воздуха

G'G'Рпс. 25. Схема работы амортизатора передней опоры:Рпс. 25. Схема работы амортизатора передней опоры:а—прямой ход; б—обратный ход; 1— цилиндр амортизатора; 2—шток; 3— поршень плунжера; 4—свободно плавающее кольцо-клапан; 5—труба плунжераа—прямой ход; б—обратный ход; 1— цилиндр амортизатора; 2—шток; 3— поршень плунжера; 4—свободно плавающее кольцо-клапан; 5—труба плунжерав нем 3,5+0,2 кгс/см2 [(3,5+0,2) -ЛО5, Па]. Барабан отлит заодно с несъемной ребордой. Съемная реборда состоит из двух половин. С внутренней стороны к барабану крепится шлицевой фланец, шлицы которого сцеплены со шлицами оси колес. Поэтому колеса вращаются вместе с осью в подшипниках нижней головки рычага подвески колес. Для предотвращения осевого перемещения оси в подшипниках на нее с обеих сторон рычага навернуты гайки, упирающиеся через обтюраторы во внутренние обоймы подшипников.

G'

G'

Рпс. 25. Схема работы амортизатора передней опоры:

Рпс. 25. Схема работы амортизатора передней опоры:

а—прямой ход; б—обратный ход; 1— цилиндр амортизатора; 2—шток; 3— поршень плунжера; 4—свободно плавающее кольцо-клапан; 5—труба плунжера

а—прямой ход; б—обратный ход; 1— цилиндр амортизатора; 2—шток; 3— поршень плунжера; 4—свободно плавающее кольцо-клапан; 5—труба плунжера

Рулевой механизм обеспечивает поворот колес передней опоры от гидросистемы. Он состоит из рулевого цилиндра, хомута, поводка и обратной связи Хомут закреплен на цилиндре амортизационной стойки и соединен поводком с рулевым цилиндром. Обратная связь обеспечивает поворот передних колес на заданный угол. Она соединяет рулевой цилиндр с золотниковой втулкой крана РГ-8А.

Рулевой цилиндр состоит из корпуса, штока с поршнем, двух гаек-букс и других деталей. Шток и поршень неподвижны. Поршень делит корпус на две полости, соединенные с гидросистемой.

При подводе жидкости под давлением в одну полость корпус перемещается по штоку и через поводок и хомут поворачивает цилиндр амортизационной стойки, а вместе с ним и рычаг с колесами. Из противоположной полости цилиндра жидкость сливается в гидробак. Одновременно обратная связь поворачивает золотниковую втулку крана РГ-8А.

Гидроцилиндр уборки — выпуска опоры состоит из корпуса с двумя головками, поршня со штоком и других деталей. Цилиндр верхней головкой крепится к шп. № 4, а штоком — к траверсе амортизационной стойки. Когда шток выходит из корпуса цилиндра, опора выпускается и наоборот. Для плавного страгивания ноги с замков и плавной установки ее на замки в каждой головке смонтировано по одному демпфирующему устройству.

Замок выпущенного положения передней опоры состоит из корпуса, крюка, защелки, пружинного гидроцилиндра одностороннего действия, концевого выключателя, соединенного с зеленой лампой на приборной доске, пружин и других деталей. Замок закрывается механически под действием скобы, установленной на траверсе амортизационной стойки, а открывается давлением жидкости, которая подается в цилиндр замка при уборке шасси.

Замок убранного положения передней опоры по конструкции и работе подобен замку выпущенного положения, но в отличие от него цилиндр имеет два штуцера, смещенных по оси цилиндра. Кроме того, замок убранного положения при отсутствии давления жидкости в гидросистеме можно открыть аварийно с помощью рукоятки, установленной с правой стороны центрального пульта. Концевой выключатель замка соединен с красной лампой на приборной доске.

Механизмы управления створками отсекапередней опоры

Отсек передней опоры закрывается четырьмя створками — двумя передними и двумя задними. Передние створки открываются наружу, а задние — внутрь фюзеляжа. Когда передняя опора выпущена, передние створки закрыты, а задние — открыты. Передние створки управляются конструктивно одинаковыми механизмами. Каждый механизм (рис. 26) состоит из рычага 4, закрепленного на траверсе амортизационной стойки, качалки 1 с осью вращения на стенке отсека и тяг 2 и 3, соединяющих качалку 1 с рычагом 4 и створкой. При уборке шасси рычаг 4, поворачиваясь вместе с амортизационной стойкой, толкает тягу 2 и поворачивает качалку 1. Качалка 1 тягой 3 открывает створку.

Полное открытие створки на угол 85° соответствует повороту качалки 1 на угол 72°. Дальнейший поворот рычага 4 вызывает

Рис. 26. Схема работы механизма управления передней створкой:Рис. 26. Схема работы механизма управления передней створкой:/—кронштейн; 2—кулиса; 3—палец амортизационной стойки; 4—двуплечая качалка; 5—тяга; б—створка; 7—кронштейн; 8—тяга; 9— пружина/—кронштейн; 2—кулиса; 3—палец амортизационной стойки; 4—двуплечая качалка; 5—тяга; б—створка; 7—кронштейн; 8—тяга; 9— пружинаРис. 27. Механизм управления правойзадней створкой:Рис. 27. Механизм управления правойзадней створкой:с—створки закрыты, опора выпущена; б—створки полностью открыты, опора в промежуточном положении; в—створки закрыты, опора убрана; 1—качалка; 2, 3—тяга; 4—рычаг амортизационной стойки

Рис. 26. Схема работы механизма управления передней створкой:

Рис. 26. Схема работы механизма управления передней створкой:

/—кронштейн; 2—кулиса; 3—палец амортизационной стойки; 4—двуплечая качалка; 5—тяга; б—створка; 7—кронштейн; 8—тяга; 9— пружина

/—кронштейн; 2—кулиса; 3—палец амортизационной стойки; 4—двуплечая качалка; 5—тяга; б—створка; 7—кронштейн; 8—тяга; 9— пружина

Рис. 27. Механизм управления правойзадней створкой:

Рис. 27. Механизм управления правойзадней створкой:

обратный поворот качалки /, которая тягой 3 закрывает створку. При выпуске шасси механизм работает в таком же порядке.

Для работы в отсеке на земле левую створку можно открыть рукояткой управления механизмом открытия створки. Задние створки управляются также одинаковыми механизмами, конструкция которых показана на рис. 27.

При уборке шасси палец 3 амортизационной стойки входит в зев кулисы 2 и поворачивает ее против часовой стрелки, пружина 9 растягивается. Кулиса 2 тягой 8 поворачивает качалку 4, которая тягой 5 закрывает створку 6. При выпуске шасси механизм работает в обратной последовательности. В открытом положении створка 6 удерживается пружиной 9.

На последних сериях самолетов Ан-24РВ отсек передней опоры закрывается двумя передними, двумя средними и двумя задними створками. Передние и средние створки закрывают отсек при выпущенном и убранном положении опоры. Задние створки находятся в открытом положении, когда опора выпущена, и в закрытом, когда опора убрана.

Передние створки открываются наружу, а средние и задние — внутрь отсека.

Для работы в отсеке передней опоры на земле на левой передней створке имеется специальный замок, как и на самолетах Ан-24Б, который позволяет отсоединить створку от тяги механизма управления. Для открытия замка необходимо нажать на защелку, при этом пружина вытолкнет рукоятку из гнезда створки. Для открытия створки необходимо потянуть рукоятку вниз, при этом крюк замка выводится из зацепления с болтом.

При закрытии створки крюк под действием своей пружины входит в зацепление с болтом. После этого рукоятку утопить в гнездо створки.

Передние и задние створки управляются такими же механизмами, как и на самолете Ан-24Б. Средние створки управляются механически от передних створок. Каждая створка управляется отдельно.

Механизм управления средней створкой состоит из вала с неподвижно закрепленной качалкой и двух тяг. Передняя тяга соединяет качалку с передней створкой, а задняя — со средней.

При уборке опоры открываются передние створки. Движение передней створки передается через переднюю тягу на вал с качалкой и заднюю тягу, под действием которой средняя створка открывается внутрь отсека. По окончании уборки шасси передние створки закрываются, соответственно закрываются и средние створки. В данном случае механизм управления средней створкой управляется передней створкой в обратной последовательности.

При выпуске шасси механизм работает как и при уборке.

СИГНАЛИЗАЦИЯ ШАССИ

На самолете имеется световая и звуковая сигнализация положения опор шасси. Световая сигнализация указывает только крайние положения опор шасси по принципу: шасси выпущено — горят зеленые лампы, шасси убрано — горят красные лампы. На щитке сигнализации (ППС-2ВК), закрепленного на приборной доске, установлено: три красные и три зеленые лампы, табло «Выпусти шасси», «Выпусти закрылки» и кнопка проверки исправности ламп, установленных в щитке. При повороте кнопки изменяется яркость, свечения ламп в полете. При заходе на посадку с убранным шасси (после перевода РУД в положение менее 24° по УПРТ-2) загорается табло «Выпусти шасси» и звучит сирена.

(Если перед взлетом закрылки не выпущены в пределах от 13 до 17°, перевести РУД в положение более 76° по УПРТ-2,— загорается табло «Выпусти закрылки» и звучит сирена).

Если в полете РУД установлены в положение менее 24° пег УПРТ-2 и сирена выключена кнопкой, установленной на вертикальной панели правого пульта, то она снова включится автоматически при выпуске закрылков на угол 15±2°, если шасси не выпущено.

Кроме того, выпущенное положение основных опор шасси можно проконтролировать визуально через окна пассажирской кабины по совмещению красных меток, нанесенных на складывающихся подкосах и створках отсеков.

Выпущенное положение передней опоры контролируется через смотровое окно, расположенное в полу перед креслом правого пилота, по совмещению красных меток, нанесенных на траверсе амортизационной стойки и крышке подшипника правой цапфы. Это смотровое окно закрыто крышкой, ввернутой в пол. Выворачивается крышка скобой, установленной на ней. Подсвет ниши передней опоры включается переключателем, установленным на вертикальной панели правого пульта.

ГЛАВА 5

ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА САМОЛЕТА

Гидравлическая система самолета (рис. 28) предназначена для: уборки и выпуска шасси;

уборки и выпуска закрылков;

торможения колес шасси;

управления поворотом колес передней опоры;

привода стеклоочистителей;

аварийного флюгирования воздушных винтов и останова двигателей.

Гидросистема делится на основную и аварийную. Основная система обеспечивает нормальную работу всех потребителей. Аварийная система используется для выпуска закрылков и торможения колес при выходе из строя основной системы. В гидросистеме установлен кран кольцевания, открыв который можно создать давление в основной системе с помощью аварийной насосной станции.

Рабочая жидкость — АМГ-10. Емкость гидросистемы — 60 л. Рабочее давление в основной системе—115... 160 кгс/см2 [(115... ... 160)-105 Па], в аварийной—160-4-15 кгс/см2 [(160+15-105 Па].

Вся система условно разделена на сети: наддува гидробака; источников давления (основную и аварийную); уборки — выпуска шасси; уборки — выпуска закрылков; торможения колес шасси; поворота колес передней опоры; привода стеклоочистителей; аварийного флюгирования воздушных винтов и останова двигателей.

СЕТЬ НАДДУВА ГИДРОБАКА

Сеть предназначена для увеличения высотности гидросистемы и уменьшения диаметров трубопроводов подвода жидкости из гидробака в насосы.

В сеть (рис. 29) входят, шт.:

штуцеры отбора воздуха2

обратные клапаны 7 и 83

бортовой штуцер наддува 12 ,1

фильтр-осушитель 61

воздушный фильтр 51

воздушный редуктор 41

предохранительные клапаны 22

клапан стравливания 131

трубопроводы и другие детали.

Воздух для наддува гидробака отбирается от 10-х ступеней компрессоров двигателей сдавлением 6... 7 кгс/см2 [(6... 7) X X 105 Па]. Редуктор 4 понижает давление воздуха до 1,0± ±0,1 кгс/см2 [(1.0+0.1) • 105 Па]. С этим давлением воздух поступает в гидробак.

Обратные клапаны 7 и 8 поршневого типа. Они предотвращают стравливание воздуха из системы в атмосферу. Фильтр-осушитель 6 поглощает пары масла и воды, находящиеся в поступающем воздухе.

Воздушный фильтр 5 очищает воздух от механических примесей.

Бортовой штуцер наддува используется для присоединения аэродромного баллона с целью создания давления воздуха в гидробаке. Клапан стравливания 8 обеспечивает возможность стравливания избыточного давления воздуха из гидробака перед выполнением каких-либо работ по гидросистеме. Для стравливания воздуха необходимо нажать кнопку клапана и удерживать ее в таком положении до прекращения выхода воздуха из гидробака. Борто-

Рис. 29. Сеть наддува гидробака (обозначения агрегатов соответствуют принципиальной схеме гидросистемы)

Рис. 30. Основная система сети источников давления (обозначения агрегатов соответствуют принципиальной схеме гидросистемы)Рис. 30. Основная система сети источников давления (обозначения агрегатов соответствуют принципиальной схеме гидросистемы)28(2^-58)6-0)28(2^-58)6-0)

Рис. 30. Основная система сети источников давления (обозначения агрегатов соответствуют принципиальной схеме гидросистемы)

Рис. 30. Основная система сети источников давления (обозначения агрегатов соответствуют принципиальной схеме гидросистемы)

28(2^-58)6-0)

28(2^-58)6-0)

вой штуцер наддува 12, клапан стравливания 13 с кнопкой, штуцеры всасывания и нагнетания 14 и 15 (рис. 30) установлены на панели, которая закреплена на левой стороне правой гондолы. Фильтры и редуктор закреплены на правой боковой панели правой гондолы двигателя.

Воздушный редуктора состоит из корпуса с крышкой, регулировочного винта, мембраны с редукционной пружиной, клапана впуска с пружиной и обратного клапана. При отсутствии давления воздуха в гидробаке мембрана под действием редукционной пружины прогибается вниз и своим жестким центром открывает клапан впуска, через который воздух поступает под мембрану, а оттуда в гидробак. Давление воздуха в баке увеличивается, и мембрана прогибается вверх, освобождая клапан впуска. Последний перемещается вверх и при давлении воздуха 1,0±0,1 кгс/см2[(1,0± ±0,1)-105 Па] перекрывает боковой штуцер в корпусе. Дальнейшее поступление воздуха в бак прекращается.

Предохранительные клапаны 2 предназначены для предотвращения деформации и разрушения гидробака 1 избыточным давлением воздуха в случае выхода из строя воздушного редуктора. Он состоит из корпуса, клапана и пружины. Клапан открывается при увеличении избыточного давления воздуха в баке 1,5±0,3 кгс/см2Х Х((1,5±0,3)-405 Па] и стравлиЬает воздух из бака 1 в атмосферу.

СЕТЬ ИСТОЧНИКОВ ДАВЛЕНИЯ ОСНОВНОЙ ГИДРОСИСТЕМЫ

В сеть источников давления (рис. 30) входят следующие агрегаты, шт.: \

гидробак 1f

разъемные клапаны 92"

гидронасосы 102'

обратные клапаны 11, 72, 73, 81 5

гидравлический фильтр 77I

бортовой штуцер всасывания 14Г

бортовой штуцер нагнетания 151

кран ускоренной уборки шасси ГА-140 74 1

автомат разгрузки насосов ГА-77Н 76 ........... 1

гидроаккумулятор основной гидросистемы 711

азотный баллон 701

гидроаккумулятор тормозов 791

перепускной клапан 78 I

манометр основной гидросистемы 2ДИМ-240 I

трубопроводы и другие детали

Гидробак 1. основной и аварийной гидросистем на самолете установлен Лян бак емкостью 36 л. Он установлен под левым зализом центроплана. Бак заправляется жидкостью АМГ-10 при заряженных гидроаккумуляторах 71 и 79 до давления 155^ ±5 кгс/см2 [(155±5)-IO5 Па] — 21...22 л, а при разряженных гидроаккумуляторах 71 и 79 до 0 кгс/см2 — 27... 28 л. На баке установлены: заливная горловина с сетчатым фильтром и мерной линейкой, штуцер для крепления предохранительного клапана сети наддува бака и электрический поплавковый датчик масломера, указатель которого с надписью «Количество гидросмеси» установлен на вертикальной панели левого пульта.

На передней стенке бака имеется штуцер для второго предохранительного клапана, а в задней — щелевой фильтр сливной магистрали. Он очищает жидкость от механических примесей, возвращающейся в бак по линии слива. В фильтре установлен перепускной клапан, открывающийся при засорении фильтра и перепаде давлений на нем 1,5... 1,9 кгс/см2 [(1,5... 1,9) • 105 Па]. При этом нефильтрованная жидкость из сливной магистрали поступает в бак 1. Снизу бака установлены сливной кран и штуцеры отвода жидкости в насосы. Штуцер отвода жидкости в гидронасосы 10 установлен выше штуцера отвода жидкости в аварийную систему. Такое расположение штуцеров обеспечивает аварийный запас жидкости в баке в объеме 8 л., на случай утечки жидкости из бака / в атмосферу через основную систему. Этот запас используется для работы насосной станции при аварийном выпуске закрылков и аварийном торможении колес шасси.

Разъемные клапаны 9 обеспечивают снятие агрегатов гидросистемы без слива жидкости из бака и трубопроводов системы. Они установлены на противопожарных перегородках гондол двигателей. Каждый клапан состоит из двух половин, смонтированных на концах разъемного трубопровода. Обе половины соединяются гайкой. Штуцеры всасывания 14 и нагнетания 15 предназначены для под-

ключения к гидросистеме самолета наземного насоса. Они по конструкции аналогичны половине разъемного клапана 9./Вторые половины установлены на шлангах наземного гидронасоса. С помощью этих штуцеров и наземного насоса можно заполнить систему жидкостью, зарядить гидроаккумуляторы 7/ и 79, заправить бак / и опробовать всю гидросистему на работоспособность при неработающих авиадвигателях.

Гидронасосы 10 шестеренного типа предназначены для создания давления в основной гидросистеме. Они установлены по одному на каждом двигателе АИ-24.

Производительность одного насоса при п = 2520 об/мин и ра- бочём давлении 115... 160 кгс/см2 [(115... 160)-105 Па — 19,5 л/мин. Рабочее давление—115... 160 кгс/см2 [(115... 160) X Х105 Па]. Максима'льно допустимое давление— 170 кгс/см2 [(170х Х105 Па]. Давление на холостом режиме— 10... 15 кгс/см2 [(10... .... 15) -105 Па].

Насос состоит из корпуса с крышкой, ведущего ш ведомого валиков с шестернями, уплотнения, бронзовых и шмьчатых подшипников и других деталей. В крышке установленьт^улки с пружинами. Жидкость из полости нагнетания по каналам корпуса и крышки поступает к втулкам крышки и прижимает ими бронзовые подшипники к торцам шестерен, чем обеспечивается постоянный минимальный зазор между ними по мере их износа. Этим обеспечивается постоянство гидравлических параметров насоса по мере выработки им ресурса. При работе насоса вхолостую компенсация осуществляется пружинами.

Гидравлический фильтр 77 предназначен для тонкой очистки жидкости от механических примесей в линии давления за насосами 10 агр. 623АН. Он состоит из стакана с крышкой, фильтрующего элемента, выполненного из никелевой сетки саржевого плетения с тонкостью фильтрации свыше 0,016 мм, седла, двух отсечных клапанов с пружинами и других деталей. Жидкость от насосов поступает в стакан, проходит через фильтрующий элемент, а из него через открытый малый отсечной клапан поступает в систему.

При засорении фильтрующего элемента и перепаде давлений на нем, равного 7 кгс/см2 (7-105 Па), большой отсечной клапан давлением жидкости перемещается вверх и отходит от фланца фильтрующего элемента. Нефильтрованная жидкость проходит через зазор между большим клапаном и фильтрующим элементом . в систему. При выворачивании стакана из крышки фильтрующий элемент опускается вниз. Большой клапан под действием пружины садится на седло крышки и перекрывает штуцер подвода жидкости. Одновременно малый клапан -под действием своей пружины садится на гнездо большого клапана и перекрывает штуцер отвода жидкости из фильтра. Фильтр 77 установлен под правым зализом центроплана.

Автомат разгрузки гидронасосов ГА-77Н 76 предназначен для переключения насосов на холостой режим работы, когда давление в системе увеличится до 155±5 кгс/см2 [(155±5) ■ 10® Па], и на ра-

бочий реящм, когда давление в системе понизится до 120± ±5 кгс/см2 [(120±5) * 105 Па].

Автомат, разгрузки 76 состоит из корпуса, нижнего командного золотника с пружиной, промежуточного золотника, верхнего исполнительного золотника с пружиной, обратного и предохранительного клапанов и других деталей.'';

Жидкость под давлением от насосов 10 одновременно подводится ко всем золотникам. Когда давление жидкости^ в системе будет равным или меньшим 12б±5 кгс/см2, командный золотник под действием пружины перемещается вправо и сообщает линию давления с полостью, расположенной справа от промежуточного золотника. Золотник перемещается влево и соединяет линию давления с полостью, расположенной слева от исполнительного золотника. Этот золотник перемещается вправо и своим буртиком разобщает линии давления и слива. Насосы включены на рабочий режим работы, жидкость насосами через обратный клапан подается в систему. Давление в. системе увеличивается. Под действием этого давления командный золотник смещается влево. Когда давление в системе увеличится до 155±5 кгс/см2[( 155+5) -dO5 Па], командный золотник переместится в крайнее левое положение и сообщит линию давления с полостью, расположенной слева от промежуточного золотника. Этот золотник переместится вправо и сообщит линию давления с полостью справа от исполнительного золотника. Золотник перемещается влево и сообщает линию давления с линией слива.

Насосы 10 разгружаются и переходят на холостой режим работы. При отказе автоматики давление в системе увеличивается до 170+10 кгс/см2 [(170+10) • 105 Па]. При этом давлении срабатывает клапан, состоящий из поршня с дроссельным отверстием и пружиной и шарикового клапана с пружиной.

Жидкость от насосов 10 через дроссельное отверстие поступает в пружинную полость поршня. Когда давление в системе будет равно 170+10 кгс/см2 [(170+10) • 105 Па], давлением жидкости откроется шариковый клапан. Пружинная полость поршня сообщается со сливом. Давление в этой полости падает, а на торец поршня действует давление, равное 170+10 кгс/см^[(170+10) X Х105 Па]. Поршень перемещается в сторону пружины и сообщает линии давления и слива. Давление в системе падает. Шариковый клапан под действием пружины закрывается. Жидкость проходит в пружинную полость поршня и совместно с пружиной постепенно закрывает клапан. Предохранительный клапан закрывается при давлении 145 кгс/см2 (1145-4О5 Па). Насосы 10 не разгружаются. Этот режим является аварийным. Энергия, создаваемая насосами, идет на нагревание жидкости. ГА-77Н установлен под правым зализом центроплана.

Кран ускоренной уборки шасси ГА-140 74 отключает гидроаккумулятор основной системы 71 от зарядки в момент уборки шасси, в результате чего и обеспечивается ускоренная уборка шасси. ' Кран, гидроаккумулятор основной системы 71 и азотный баллон 70

установлены в хвостовом отсеке левой гондолы двигателя. Кран 74 состоит из корпуса, золотника с пружиной, электромагнита с шариковым клапаном и других деталей. Когда электромагнит обесточен, шариковый клапан давлением жидкости прижат к гнезду (в сторону электромагнита). Жидкость из системы проходит в пружинную полость золотника и в полость слева от него. Под действием пружины и давления жидкости золотник перемещается влево и сообщает линию давления с гидроаккумулятором основной системы 71. При включении электромагнита под ток шариковый клапан перекрывает линию давления. Пружинная полость золотника сообщается со сливом. Золотник давлением жидкости слева перемещается вправо и сообщает линию зарядки аккумулятора со сливом, однако аккумулятор 71 не разряжается, так как в этой линии установлен обратный клапан 72. Аккумулятор 71 может разряжаться в основную систему свободно через обратный клапан 73, пока давление в нем будет больше, чем в системе. Кран ГА-140 включается под ток одновременно с краном шасси ГА-142/1 при установке переключателя на центральном пульте в положение «Уборка шасси».

Гидроаккумуляторы 71 и 79 предназначены для кратковременного срабатывания потребителей при неработающих насосах ускорения срабатывания потребителей в момент их включения, компенсации внутренних перетечек через негерметичность гидроагрегатов, что предотвращает частое срабатывание автомата разгрузки насосов, и для сглаживания пульсации жидкости, возникающей от работающих насосов. На самолете установлено два гидроаккумулятора: основной системы 71 и тормозов 79.

Каждый аккумулятор состоит из корпуса с крышками и поршня с уплотнением, который делит объем аккумулятора на жидкостную и азотную полости. Для увеличения емкости аккумулятора основной системы 71 его азотная полость вынесена отдельно в виде азотного баллона 70.

Начальное давление азота в гидроаккумуляторе 71 основной системы — 85±5 кгс/см2 (85±5) -105 Па], в гидроаккумуляторе тормозов 79—60+3 кгс/см2, |[(60±3)-105 Па]. Аккумулятор тормозов 79 и перепускной клапан 78 установлены на передней стенке отсека передней опоры.

Перепускной клапан 78 отключает от гидроаккумулятора тормозов 79 системы: уборки — выпуска шасси и закрылков, поворота колес передней опоры и привода стеклоочистителей, когда давление в нем уменьшится до 120±3 кгс/см2 [(il'20±3) ДО5 Па]. Это давление можно использовать только для торможения колес и аварийного флюгирования воздушных винтов и останова двигателей.

Клапан состоит из корпуса, регулировочной муфты, золотника с пружиной и других деталей. Если давление в аккумуляторе 79 больше 120±3 кгс/см2[(120±3) • 105 Па], то золотник клапана давлением жидкости перемещается вверх и подключает к аккумулятору тормозов 79 указанных ранее потребителей.

Манометры гидросистемы. Для контроля за давлением жидкости в гидросистеме установлены манометры: 2ДИМ-240— в основной системе и гидроаккумуляторе тормозов; ДИМ-240 — в аварийной гидросистеме; 2ДИМ-150 —в тормозах колес. Указатели их установлены на средней панели приборной доски, а на самолете Ан-24РВ — на вертикальной панели левого пульта.

Работа источников давленияосновной гидросистемы

При работающих двигателях АИ-24 жидкость из гидробака / через разъемные клапаны 9 поступает в насосы 16, которые нагнетают ее через обратные клапаны 11 и фильтр 77 в систему.

Если давление в системе меньше 120+5 кгс/см2 [(120+5) X Х105 Па], жидкость через обратный клапан автомата разгрузки насосов 76, одновременно поступает: через кран ускоренной уборки шасси ГА-140 74 и обратный клапан 72 на зарядку гидроаккумулятора основной системы 71, через обратный клапан 61 на зарядку гидроаккумулятора тормозов и ко всем потребителям основной гидросистемы.

Если потребители выключены, происходит зарядка гидроаккумуляторов 71 и 79 до давления 155+5 кгс/см2 [(155+5) -IO6 Па] после чего автомат разгрузки насосов 76 переключает насосы 10 на холостой режим. На этом режиме жидкость из бака / через разъемные клапаны 9 поступает в насосы 10, подающие жидкость через обратные клапаны 11, фильтр 77 и автомат разгрузки насосов 76 в гидробак /.

В случае отказа ГА-77Н 76 давление в системе увеличивается до 170 кгс/см2 (170- 10s Па). При этом давлении открывается предохранительный клапан ГА-77Н 76, через который жидкость поступает в бак 1.

При уборке шасси кран ГА-140 74 отключит гидроаккумулятор 71 от зарядки. Когда насосы 10 работают на холостом режиме в момент уборки шасси, вначале уборка шасси производится от гидроаккумуляторов 71 и 79 пока давление в них будет больше 120± ±5 кгс/см2[( 120+5) -'105 Па]. При давлении 120±5 кгс/см^[(12О± ±5)-105 Па] ГА-77Н 76 включает насосы 10 на рабочий режим работы. Дальнейшая уборка шасси производится от давления жидкости, создаваемого насосами. В это время гидроаккумулятор тормозов 79 перепускным клапаном 78 отключится от дальнейшей разрядки, а гидроаккумулятор 71 будет разряжаться до тех пор, пока давление в нем будет больше чем в системе. Так будут работать источники давления и при уборке — выпуске закрылков, управлении поворотом колес передней опоры и включении стеклоочистителей, но в это время кран ГА-140 74 будет обесточен. При неработающих насосах 10 гидроаккумулятор 71 может полностью разряжаться на все потребители, а гидроаккумулятор 79 только на торможение колес и аварийное флюгирование воздушных винтов и останов двигателей АИ-24.

В полете срабатывание ГА-77 76 должно быть не чаще, чем через 15 мин. В противном случае гидросистема может выйти из строя. В полете время срабатывания ГА-77Н периодически контролируется бортовым механиком. /

СЕТЬ ИСТОЧНИКОВ ДАВЛЕНИЯ АВАРИЙНОЙ ГИДРОСИСТЕМЫ

В аварийную сеть источников давления (рис. 31) входят следующие агрегаты, шт.:

гидробак 11

аварийная насосная станция 16 1

фильтр аварийной системы 171

кран кольцевания 201

предохранительный клапан ГА-42-О0-ЗК 19 1

обратные клапаны 21 и 222

манометр ДИМ-240 1

трубопроводы и другие детали

Насосная станция 16, фильтр 17, предохранительный клапан 19, датчик манометра ИД-240 18 установлены под левым зализом центроплана, а кран кольцевания 20 — на левом пульте.

Аварийная насосная станция 16. Производительность насоса 3,8 л/мин. Рабочее давление, создаваемое насосом 160 + +15 кгс/смЧ(160+15) • 105 Па].

Аварийная насосная станция 16 состоит из электродвигателя шлицевой муфты и насоса. Насос состоит из корпуса, крышки с секторами и клапанами, эксцентрикового вала, плунжеров, дре-

Рис. 31. Аварийная система сети источников давления (обозначения агрегатов соответствуют принципиальной схеме гидросистемы)

нажного штуцера, заглушки для стравливания воздуха, подшипников, штуцеров подвода и отвода жидкости, противовесов и других деталей. \

Жидкость из гидробака через центральный штуцер корпуса насоса поступает в полость, где расположены секторы с плунжерами. При вращении вала эксцентрик перемещает плунжеры в секторах. Плунжеры, перемещаясь в сторону вала, открывают окна, через которые жидкость поступает под плунжеры. При дальнейшем вращении вала плунжеры, перемещаясь в обратном направлении, выталкивают жидкость через обратные клапаны в кольцевой канал корпуса, а из него через боковой штуцер в систему.

Насосная станция 16 включается выключателем, установленным на средней панели приборной доски. Кроме того, станция включается автоматически при аварийном выпуске закрылков и аварийном торможении колес. В этом случае выключатель должен стоять в нижнем положении. Независимо от способа включения насосной станции, когда она включена, горит сигнальная лампа над выключателем.

После прекращения пользования аварийными потребителями станция автоматически выключается. Сигнальная лампа гаснет. Включать станцию только на время срабатывания потребителей. Непрерывная работа станции не должна превышать 15 мин, после чего следует сделать перерыв в работе на 15 мин для ее охлаждения. Включать станцию можно для создания давления в основной гидросистеме. Для этого необходимо открыть кран кольцевания 20 зи выключателем на приборной доске включить станцию 16. После выполнения необходимых работ сначала выключить станцию 16, .а затем закрыть кран кольцевания 20.

Кран кольцевания 20 игольчатый, вентильного типа с рукояткой в виде крестовины. Кран включает линию давления от насосной станции 16 в основную систему. Рукоятка крана установлена на горизонтальной панели левого пульта. Перед полетом кран должен быть закрыт.

Фильтр аварийной системы 17 предназначен для тонкой очистки жидкости от механических примесей в линии давления за насосной станцией 16. По конструкции и работе он аналогичен фильтру основной системы, однако имеет меньшие габаритные размеры.

Предохранительный клапан ГА-42 19 предназначен для защиты системы от повышения давления сверх допустимой величины. Клапан по устройству и работе подобен предохранительному клапану автомата разгрузки насосов. Он открывается при давлении свыше 160+15 кгс/см2 [(160+15)-ilO5 Па), а закрывается при понижении давления в системе до 145 кгс/см2 (145-105 Па).

Работа сети источников давленияаварийной гидросистемы

В процессе работы насосной станции 16 жидкость из гидробака поступает к станции, а из нее через фильтр 17—к крану кольце-

вания 20, предохранительному клапану 19, в сеть аварийного выпуска закрылков и через обратный клапан 21 в сеть аварийного торможения колес. При выключенных аварийных /потребителях и закрытом кране кольцевания 20 жидкость проходит через предохранительный клапан 19 и сливается в бак. Станция не разгружается, и длительная ее работа не допускается. При открытом кране кольцевания 20 жидкость из бака поступает к станции 16, а из нее через фильтр 17 и открытый кран 20 — к фильтру основной системы и далее в основную систему.

При увеличении давления до 155+5 кгс/см2 .[(155+5) • 105 Па) агрегатом ГА-7Н станция разгружается.

СЕТЬ УПРАВЛЕНИЯ ПОВОРОТОМ КОЛЕС ПЕРЕДНЕЙ ОПОРЫ

Для улучшения маневренности самолета при рулении и повышения путевой устойчивости на разбеге и пробеге колеса передней опоры могут поворачиваться от штурвальчика на углы по 45+2а влево и вправо или от педалей управления рулем направления на углы по 10+1° в обе стороны с одновременным отклонением руля направления. Когда сеть выключена, колеса передней опоры работают в режиме самоориентирования.

Сеть управления поворотом колес передней опоры (рис. 32) состоит из следующих агрегатов, шт.:

электромагнитного крана ГА-163/16 60 1

комбинированного крана РГ-8А 61 I

электромагнитного крана КЭ-5 62 1

предохранительного клапана 631

. дросселей 59 и 652

рулевого гидроцилиндра 641

трубопроводов и других деталей

Все агрегаты сети установлены в отсеке передней опоры. Дроссель 59 обеспечивает плавное нарастание давления жидкости в сети, чем достигается плавный поворот колес передней опоры. Дроссель 65 совместно с рулевым цилиндром 64 обеспечивает гашение автоколебаний типа «шимми».

Электромагнитный кран ГА-163/16 60 предназначен для элек- тродистанционного управления подачей жидкости под давлением к комбинированному распределительному крану РГ-8А 61. ГА-163/16 состоит из корпуса, двух гильз, двух золотников с пружинами, двух электромагнитов и других деталей. Жидкость под давлением одновременно подводится к обоим золотникам.

Когда кран обесточен, золотники пружинами смещены в сторону электромагнитов и своими буртиками перекрывают линию давления. Линии от управляющих золотников крана РГ-8А 61 через проточки золотников крана ГА-163/16 60 сообщены со сливом. Система поворота выключена.

Краны ГА-163/16 60 и КЭ-5 62 включаются под ток переключателем, установленным на левой панели приборной доски. При включении любого электромагнита крана ГА-163/16 под ток (включается и КЭ-5). Электромагнит перемещает золотник вниз. Зо-

лотник перекрывает линию слива и пропускает жидкость к крану РГ-8А 61.

Комбинированный распределительный кран РГ-8А 61 предназначен для управления подачей жидкости под давлением в необходимую полость рулевого цилиндра 64 в режиме рулежного или взлетно- посадочного управления поворотом передних колес. Он состоит из корпуса и двух гильз, в одной из которых установлена золотниковая втулка Г, а в другой — распределительный золотник В. В золотниковой втулке Г навстречу друг другу установлены: золотник взлетно-посадочного управления Б и золотник рулежного управления А.

Распределительный золотник В предназначен для направления жидкости под давлением от золотников рулежного А или взлетно-посадочного Б управления в рулевой цилиндр 64 и из него через эти же золотники в сливную магистраль.

Распределительный золотник перемещается из одного крайнего положения в другое давлением жидкости. Золотник А рулежного управления тросами соединен со штурвальчиком, установленным на горизонтальной панели левого пульта,- а золотник Б взлетно- посадочного управления — с педалями управления рулем на-

Рис. 32. Сеть поворота колес передней опоры шасси. Кран ГА-163/16 включен на рулежный режим управления (обозначения агрегатов соответствуют принципиальной схеме гидросистемы):Рис. 32. Сеть поворота колес передней опоры шасси. Кран ГА-163/16 включен на рулежный режим управления (обозначения агрегатов соответствуют принципиальной схеме гидросистемы):А—золотник рулежного управления; Б—золотник взлетно-посадочного управления; В—распределительный золотник; Г—золотниковая втулка: Д—обратная связь рулевого гидроцилиндра с золотниковой втулкойА—золотник рулежного управления; Б—золотник взлетно-посадочного управления; В—распределительный золотник; Г—золотниковая втулка: Д—обратная связь рулевого гидроцилиндра с золотниковой втулкойправления.

Рис. 32. Сеть поворота колес передней опоры шасси. Кран ГА-163/16 включен на рулежный режим управления (обозначения агрегатов соответствуют принципиальной схеме гидросистемы):

Рис. 32. Сеть поворота колес передней опоры шасси. Кран ГА-163/16 включен на рулежный режим управления (обозначения агрегатов соответствуют принципиальной схеме гидросистемы):

А—золотник рулежного управления; Б—золотник взлетно-посадочного управления; В—распределительный золотник; Г—золотниковая втулка: Д—обратная связь рулевого гидроцилиндра с золотниковой втулкой

А—золотник рулежного управления; Б—золотник взлетно-посадочного управления; В—распределительный золотник; Г—золотниковая втулка: Д—обратная связь рулевого гидроцилиндра с золотниковой втулкой

Золотниковая втулка Г системой обратной связи Д соединена с рулевым цилиндром 64.

Электромагнитный кран КЭ-5 62 предназначен для разобщения пол-остей рулевого цилиндра 64 при включении сети поворота передних колес. Он состоит из корпуса с гильзой, золотника с пружиной и электромагнита. Когда кран обесточен, золотник пружи-

вой смещен вправо и кольцевой проточкой через дроссель 65 сообщает полости рулевого цилиндра 64 между собой. Сеть выключена. Колеса передней опоры работают в режиме самоориентиро- вания. При включении электромагнита под ток золотник перемещается влево и разобщает полости рулевого цилиндра 64. Сеть поворота передних колес подготовлена к работе.

Предохранительный клапан 63 предотвращает деформацию и разрушение сети поворота при боковом ударе от наезда колес на препятствие. Клапан двустороннего действия.

При увеличении давления в одной полости цилиндра 64 до 155 кгс/см2 (155-105 Па) открывается один шариковый клапан, через который жидкость перетекает в другую полость цилиндра.

При противоположном ударе открывается другой шариковый клапан.

Работа сети управления поворотомколес передней опоры

Сеть управления поворотом колес передней опоры (см. рис. 32) включается концевым выключателем передней опоры при обжатии ее амортизатора и трехпозиционным переключателем, установленным на левой панели приборной доски, а управляется штурвальчиком или педалями управления рулем направления.

При отрыве передней опоры от земли сеть управления поворотом передних колес выключается концевым выключателем передней опоры.

Если на земле переключатель установлен в нейтральное положение, электромагниты кранов ГА-163/16 60 и КЭ-5 62 обесточены. Сеть выключена. Колеса передней опоры работают в режиме самоориентирования. Жидкость из одной полости цилиндра 64 может через кран КЭ-5 62 и дроссель 65 перетекать в другую. Роль гасителя автоколебаний типа «шимми» выполняют цилиндр 64 и дроссель 65. Переключатель режимов работы системы и сигнальные лампы установлены на левой панели приборной доски.

При установке переключателя в положение «Руление» (вверх) включается управление поворотом передних колес от штурвальчика. Загорается зеленая лампа. Ток подается на левый электромагнит крана ГА-163/16 60 и электромагнит крана КЭ-5 62.

Жидкость под давлением из основной гидросистемы через дроссель 59 и проточку левого золотника крана ГА-163/16 60 поступает к золотнику Л рулежного управления крана РГ-бА 61 и к его распределительному золотнику В, который перемещается вправо. Кран КЭ-5 62 разобщает полости рулевого цилиндра 64.

Золотник В соединяет линию от золотника А рулежного управления к рулевому цилиндру и перекрывает линию от золотника Б взлетно-посадочного управления к этому цилиндру.

Линия от золотника Б до крана ГА-163/16 через проточку правого золотника этого крана сообщена со сливом. Следовательно, при перемещении педалей управления рулем направления, взлетно-

посадочное управление сетью поворота передних колес работать не будет.

Если золотник А и втулка Г находятся в нейтральном положении, то все каналы во втулке Г буртиками золотника А перекрыты. Жидкость в полостях цилиндра 64 заперта. Самолет движется по определенной траектории. Для изменения направления движения самолета необходимо повернуть штурвальчик. При повороте штурвальчика поворачивается золотник А и открывает каналы во втулке Г, через которые жидкость поступает в одну полость цилиндра 64. Другая же полость цилиндра 64 через проточку золотника В, каналы в золотнике А и втулке Г сообщается со сливом. Корпус цилиндра 64 перемещается по штоку, поворачивает колеса передней опоры и с помощью системы обратной связи — золотниковую втулку Г в ту же сторону, куда был повернут золотник. Когда втулка Г догонит золотник А, он своими буртиками перекроет все каналы во втулке Г, и дальнейшее поступление жидкости в цилиндр 64 прекращается. Колеса зафиксированы в новом положении. Для поворота колес в другую сторону нужно повернуть штурвальчик соответственно. При этом принцип работы сети поворота сохраняется. Следовательно, направление поворота передних колес и величина угла их поворота зависит от направления и величины угла поворота штурвальчика. В связи с тем, что величина рассогласования золотника А и втулки Г ограничена упорами, имеющимися в кране РГ-8А 61, свободный поворот штурвальчика возможен в пределах малого угла, необходимого для рассогласования.

При установке переключателя в нижнее положение «Взлет — посадка» включается управление от педалей. Загораются желтая и правая зеленая лампы. Ток подается на правый электромагнит крана ГА-163/16 60 и электромагнит крана КЭ-5 62. Жидкость под давлением через дроссель 59 и проточку правого золотника крана ГА-463/16 60 одновременно поступает к золотнику Б взлетно-посадочного управления и к распределительному золотнику В крана РГ-8А 61. Управление поворотом колес от штурвальчика (рулежное) отключается.

При перемещении педалей управления рулем направления поворачивается золотник Б взлетно-посадочного управления. Сеть поворота колес работает так же, как и от штурвальчика, но жидкость в цилиндр 64 поступает от золотника Б. Величина угла поворота передних колес и направление их поворота зависит от величины и направления перемещения педалей, но не более чем на 10±1°. Это обусловлено тем, что передаточное отношение механизма управления золотником Б подобрано так, что при максимальном отклонении педалей золотник Б поворачивается на малый угол. Это сделано для того, чтобы работа сети поворота не накладывала ограничений на действие руля направления.

После отрыва передних колес от ВПП концевой выключатель передней опоры автоматически обесточивает краны ГА-163/16 60 и КЭ-6 62. Сеть поворота колес выключается. Гаснет правая зе-

левая лампа «Включено от педалей», а желтая лампа «Подготовлено» продолжает гореть, сигнализируя о том, что переключатель установлен в положение «Взлет — посадка». Центрирующее устройство устанавливает колеса передней опоры по продольной оси самолета. Включать управление от штурвальчика разрешается после страгивания самолета с места. Этим управлением можно пользоваться до скорости руления 30 км/ч. На большей скорости руления им можно пользоваться в исключительных случаях для предотвращения аварии самолета. Поворачивать штурвальчик при стоянке'самолета запрещается. Переключатель из положения «Руление» устанавливать в положение «Взлет — посадка» разрешается только при движении самолета.

Включать управление поворотом колес от педалей разрешается после страгивания самолета с места. Им можно пользоваться до скорости отрыва самолета. Для выдерживания направления на прямых участках при ветре свыше 12 м/с целесообразно использовать управление передними колесами от педалей, так как боковой ветер до 12 м/с не оказывает существенного влияния на технику выполнения руления.

На самолетах, где системой стопорения рулей и элеронов обеспечено перемещение РУД до 30° по УПРТ-2, рекомендуется при наличии ветра выполнять руление с застопоренными рулями и элеронами.

На самолетах первых серий штурвальчик имеет меньшие размеры. Внутри левого пульта возле штурвальчика установлены концевые выключатели, которые включают электромагнитный кран управления подачей жидкости под давлением в рулевой цилиндр. При повороте штурвальчика влево включается один концевой выключатель, при повороте вправо — другой. Колеса передней опоры поворачиваются в сторону поворота штурвальчика.

Величина угла поворота передних колес зависит от времени, в течение которого штурвальчик удерживается в повернутом положении. При отпускании штурвальчика он пружиной возвращается в нейтральное положение, а колеса фиксируются в заданном положении. В процессе руления командир экипажа, предупредив экипаж, обязан проверить работу взлетно-посадочного управления поворотом колес передней опоры, установив переключатель в положение «Взлет — посадка». Отклоняя поочередно педали влево и вправо, убедиться, что самолет разворачивается в сторону отклонения педалей.

СЕТЬ УБОРКИ — ВЫПУСКА ШАССИ

Шасси выпускается и убирается только от основной гидросистемы. При отсутствии давления жидкости в системе шасси выпускается аварийно под действием энергии встречного потока воздуха я собственного веса. При этом замки убранного положения открываются механически с помощью рукояток. В выпущенном и убранном положении шасси удерживается только механическими замками. Время уборки шасси 4,5... 5,0 с, выпуска — 4,0.. ..4,5 с.

В сеть уборки—выпуска шасси (рис. 33) входят следующие агрегаты, шт.:

кран уборки — выпуска шасси ГА-142/1 50I

кран слива 48•1

гидроцилиндр уборки — выпуска передней опоры 52 . . .’■'■.•*?1

гидроцнлицдры уборки — выпуска основных опор 572

гидроцилиндр замка убранного положения передней опоры 511

гидроцилиндры замков убранного положения основных опор шасси 56 . . 2

гидроцилиндр замка выпущенного положения передней опоры 53 .... 1

гидроцилиндры замков выпущенного положения основных опор шасси 58 . 2 обратные клапаны 49, 54 3

дроссель 551

трубопроводы и другие детали

Кран уборки — выпуска шасси ГА-142/1 50 предназначен для электродистанционного управления подачей жидкости под давлением в линию уборки или выпуска шасси. Он установлен под правым зализом центроплана и состоит из корпуса, золотника, двух поршней с пружинами, двух электромагнитов с шариковыми клапанами и других деталей. Когда электромагниты крана обесточены, шарики клапанов давлением жидкости прижаты к седлам в стороны электромагнитов. Жидкость поступает в полости по обе стороны золотника, который под действием пружин и одинакового, давления слева и справа становится в среднее положение. Линия давления золотником перекрыта, а линии уборки и выпуска шасси через кран сообщаются со сливом.

Кран включается переключателем, установленным на центральном пульте. При установке переключателя в положение «Выпуск шасси» ток подается на левый электромагнит крана ГА-142/1 (50), шариковый клапан которого перекрывает линию давления в левую полость крана, сообщая ее со сливом. Золотник перемещается влево и направляет жидкость под давлением в линию выпуска шасси. Линия уборки шасси через кран сообщается со сливом.

При установке переключателя в положение «Уборка шасси» ток подается на электромагнит крана ГА-140 и правый электромагнит крана ГА-142/1, который направит жидкость под давлением в линию уборки, а линию выпуска шасси сообщит со сливом. Каждый электромагнит крана 50 имеет кнопку. Кнопка электромагнита на выпуск шасси расположена под рычагом, рукоятка которого выведена в пассажирскую кабину вверху с правой стороны в районе шп. № 21... 22.

При перемещении рукоятки вниз она рычагом нажимает кнопку, что равносильно включению электромагнита под ток, и кран ГА-142/1 50 сработает на выпуск шасси. Кнопка электромагнита на уборку шасси закрыта красным колпачком и законтрена.

Кран слива 48 предотвращает возникновение противодавления жидкости в линии уборки при аварийном выпуске шасси. Он установлен в центральном пульте внизу и по конструкции аналогичен крану кольцевания. При открытом кране слива 48 шасси убрать невозможно, так как линия уборки через открытый кран 48 сообщается со сливом.

Рис. 33. Сеть уборки — выпуска шасси. Кран ГА-142/1 включен на выпуск шасси (обозначения агрегатов соответствуют принципиальной схеме гидросистемы)

Перед вылетом и в полете кран слива 48 должен быть закрыт. Открывать его необходимо перед аварийным выпуском шасси.

Работа сети уборки — выпуска шасси

Электрическая цепь уборки шасси может работать только в том случае, если она замкнута концевым выключателем, установленным на двухзвеннике правой амортизационной стойки. Этот концевой выключатель замыкается при полностью выдвинутом штоке амортизатора. При установке переключателя в положение «Уборка шасси» ток одновременно подается на электромагниты кранов ГА-140 и ГА-142/1 50. Кран ГА-140 отключает гидроаккумулятор основной гидросистемы от зарядки, а кран ГА-142/1 50 пропускает жидкость в линию уборки шасси.

Жидкость одновременно подается в цилиндры замков выпущенного положения шасси 53 и 58 и гидроцилиндры уборки — выпуска шасси 52 и 57. После открытия замков гаснут зеленые лампы

на приборной доске, шасси убирается. Из обратных полостей цилиндров 52 и 57 жидкость по трубопроводам через кран шасси 50 сливается в бак.

В конце уборки шасси закрываются замки убранного положения и загораются красные лампы на приборной доске.

При установке переключателя в положение «Выпуск шасси»- ток подается на левый электромагнит крана ГА-142/1 50. Жидкость поступает в цилиндры замков убранного положения 51 и 56. Замки открываются, гаснут красные лампы на приборной доске. После открытия замков жидкость из гидроцилиндров замков поступает в цилиндры 52 и 57 на выпуск шасси. Шасси выпускается. Из противоположных полостей цилиндров 52 и 57 жидкость по трубопроводам через кран шасси 50, а при аварийном выпуске — через кран слива 48 сливается в гидробак. После закрытия замков выпущенного положения загораются зеленые лампы на приборной доске. В линию выпуска правой опоры включен дроссель 55, обеспечивающий одновременные уборку и выпуск основных опор шасси. Кран шасси ГА-142/1 расположен ближе к правой опоре шасси.

Если во время выпуска шасси необходимо перейти на уборку или наоборот, необходимо на 3...5 с переключатель на центральном пульте поставить в нейтральное положение. После этого переключатель можно поставить в нужное положение.

Уборка и выпуск шасси

После взлета шасси убирается на высоте 5... 6 м при скорости полета 210 км/ч. Перед уборкой шасси затормозить колеса. На самолете Ан-24РВ шасси убирается на скорости 225... 235 км/ч.

Для уборки шасси необходимо:

поставить фиксатор стопорения переключателя «Шасси» в положение «Уборка»;

переключатель «Шасси» из нейтрального положения перевести в положение «Уборка». На приборной доске должны погаснуть зеленые лампы;

после загорания красных ламп выждать 5 с, после чего переключатель «Шасси» поставить в нейтральное положение и застопорить фиксатором.

При отказе блокировочного концевого выключателя, установленного на правой амортизационной стойке, при установке переключателя «Шасси» в положение «Уборка», шасси не убирается. В этом случае уборку шасси производить дополнительным выключателем «Отключение блокировки уборки шасси».

Для этого необходимо:

установить переключатель «Шасси» в положение «Уборка»;

расконтрить выключатель «Отключение блокировки уборки шасси»;

нажать выключатель вперед и удерживать его в таком положении. После загорания красных ламп выждать 5 с и, отпустив выключатель, законтрить его фиксирующей планкой;

установить переключатель «Шасси» в нейтральное положение и законтрить фиксатором.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Перед уборкой шасси убедиться, что правая зеленая лампа сети управления поворотом передних колес «Включено от педалей» погасла. Если она не погасла, выключить взлетно-посадочное управление поворотом передних колес установкой переключателя в нейтральное положение. После этого убрать шасси. В данном случае вновь включать взлетно-посадочное управление поворотом передних колес необходимо после посадки и касания ВПП передними колесами.

Выпуск шасси

При заходе на посадку шасси выпускается на траверсе ДПРМ (дальнего приводного радиомаяка) на скорости не более 300 км/ч.

Для выпуска шасси необходимо:

поставить фиксатор стопорения переключателя «Шасси» в положение «Выпуск»;

переключатель «Шасси» из нейтрального положения перевести в положение «Выпуск»;

после загорания зеленых ламп выждать 5 с, после чего переключатель шасси поставить в нейтральное положение и застопорить фиксатором.

Выпуск шасси на обесточенном самолетеили неисправном электромагните крана шасси

На обесточенном самолете или в случае отказа электромагнита крана ГА-142/1 шасси можно выпустить от гидросистемы механическим включением крана шасси. Для этого необходимо:

выключить автомат защиты «Управление шасси» на щите АЗС;

в пассажирской кабине справа под потолком между шп. № 21...22 открыть панель и потянуть рукоятку вниз до упора с усилием 8... 10 кг;

удерживая рукоятку в течение 10... 12 с, проконтролировать визуально выпуск основных опор шасси по красным меткам на складывающемся подкосе и створке, после чего отпустить рукоятку;

проконтролировать визуально выпуск передней опоры шасси через смотровое окно в полу кабины экипажа перед сиденьем второго пилота.

Выпуск шасси при отсутствии давленияжидкости в гидросистеме

Для выпуска шасси необходимо:

выключить автомат защиты «Управление шасси» на щите АЗС;

на центральном пульте открыть кран слива;

с правой стороны центрального пульта потянуть фиксатор рукоятки аварийного выпуска переднего шасси на себя, поднять рукоятку вверх и зафиксировать ее в верхнем положении. После загорания зеленой сигнальной лампы потянуть фиксатор рукоятки на себя, опустить вниз и зафиксировать ее в нижнем положении;

в пассажирской кабине справа под потолком возле шп. № 17 открыть панель и потянуть рукоятку аварийного выпуска основных опор шасси вниз до упора. Выпуск основных опор шасси проконтролировать по красным меткам и по зеленым лампам на приборной доске;

при медленном выпуске шасси увеличить скорость полета до 320 км/ч. Время выпуска шасси 12... 15 с.

Выпуск шасси при отказе в работесветовой сигнализации

При неисправности световой сигнализации шасси посадку самолета производить с подачей давления жидкости в гидроцилиндры уборки — выпуска шасси.

Для этого при выпуске шасси необходимо:

поставить фиксатор стопорения переключателя «Шасси» в положение «Выпуск»;

переключатель «Шасси» установить в положение «Выпуск»,

выпуск шасси проконтролировать по красным меткам;

переключатель «Шасси» из положения «Выпуск» переводить в нейтральное положение только после окончания руления;

после установки переключателя «Шасси» в нейтральное положение застопорить его фиксатором.

СЕТЬ УБОРКИ — ВЫПУСКА ЗАКРЫЛКОВ

■ Сеть управления закрылками обеспечивает питание гидропривода закрылков от основной и аварийной гидросистем.

Время выпуска, закрылков на 38° от основной гидросистемы 12... 15 с, а от аварийной— 40...60 с. Время уборки закрылков 8... Ы с. Время выпуска закрылков на 15° от основной системы 78 с.

В сеть уборки — выпуска закрылков (рис. 34) входят следующие агрегаты, шт.:

кран уборки—выпуска закрылков от основной гидросистемы ГА-163/16 341

клапан ограничения расхода 381

гидрозамок 37 1

гидропривод закрылков 40 1

челночные клапаны 36, 39, 41 3

обратный клапан 351

трубопроводы н другие детали

Все агрегаты расположены под правым зализом центроплана, кроме крана аварийного выпуска закрылков ГА-192, находящегося под левым зализом центроплана и гидропривода закрылков, находящегося на заднем лонжероне центроплана.

Кран уборки — выпуска закрылковот основной гидросистемы

ГА-163/16 34 предназначен для дистанционного управления подачей жидкости под давлением в линию уборки или выпуска закрылков от основной гидросистемы. Он по конструкции и работе такой же, как и кран 60 сети поворота колес передней опоры шасси (см. рис. 32).

Кран 34 включается под ток нажимным переключателем, установленным с левой стороны на центральном пульте. Когда переключатель находится в нейтральном положении, оба электромагнита крана обесточены. Закрылки удерживаются в необходимом положении фрикционным тормозом и гидрозамком. При нажатии на переключатель в положение «Уборка» ток подается на правый электромагнит крана ГА-163/16 и перемещает золотник в сторону пружины. Золотник проточкой сообщает линию давления с линией уборки закрылков. Линия выпуска через проточку левого золотника сообщается со сливом. При нажатии на переключатель в положение «Выпуск» ток подается на левый электромагнит крана ГА-163/16. Золотник перемещается в сторону пружины и сообщает линию давления с линией выпуска закрылков. Линия уборки через проточку правого золотника „сообщается со сливом.

Клапан ограничения расхода 38 поддерживает в линии выпуска закрылков от основной гидросистемы постоянный расход жидкости, равный (17±2) л/мин, чем обеспечивается выпуск закрылков с постоянной скоростью. Он состоит из корпуса, гильзы, поршня и других деталей. В начале выпуска закрылков жидкость поступает к клапану ограничения расхода с давлением 155 кгс/см2Х Х(155-105 Па). Поршень смещается в сторону пружины, сжимает ее и частично перекрывает радиальные каналы в гильзе^ Жидкость, поступает через осевое отверстие поршня, радиальные каналы поршня и гильзы в линию выпуска закрылков. Обеспечивается расход жидкости (17±2) л/мин. По мере выпуска закрылков давление жидкости в гидросистеме понижается, поршень пружиной смещается в обратном направлении, увеличивая проходное сечение радиальных каналов гильзы. Вследствие этого с понижением давления расход жидкости остается постоянным— (il7±2) л/мин.

Гидрозамок 37 предназначен для запирания жидкости в полостях гидромоторов при отсутствии давления жидкости после кранов ГА-163/16 34 и ГА-192 33. Он состоит из корпуса, двух поршней, двух клапанов, пружин и других деталей. Каждый клапан имеет шариковый термоклапан, открывающийся при увеличении!

давления жидкости в запертых участках свыше 170 кгс/см2 (170-105 Па). При отсутствии давления жидкости в линиях уборки и выпуска закрылков клапаны пружинами прижаты к седлам, а поршни под действием своих пружин установлены в среднее положение. Все штуцеры гидрозамка разобщены. Жидкость в полостях гидромоторов заперта. При выпуске закрылков от основной гидросистемы жидкость подводится к верхнему левому шту-. церу замка. Давлением жидко^ сти открывается левый клапан и одновременно поршни смещаются вправо, открывая правый клапан. Через левый клапан подается жидкость на выпуск закрылков, а через правый (по линии уборки) она сливается в бак. При уборке; закрылков жидкость подводится к правому верхнему штуцеру и открывает гидрозамок.

При аварийном выпуске закрылков жидкость подводится снизу в полость между поршнями, раздвигает их в стороны и открывает клапаны. Через левый клапан жидкость из-под поршня челночного клапана 39 сливается в бак, а через правый клапан жидкость из обратных полостей гидромоторов по линии уборки тоже сливается в бак.

Рис. 34. Сеть управления закрылками. Электромагнитный кран ГА-163/16 включен иа выпуск закрылков (обозначения агрегатов соответствуют принципиальной схеме гидросистемы)Рис. 34. Сеть управления закрылками. Электромагнитный кран ГА-163/16 включен иа выпуск закрылков (обозначения агрегатов соответствуют принципиальной схеме гидросистемы)Гидропривод закрылков 40 через трансмиссионный вал винтовыми подъемниками выпускает или убирает закрылки. Он состоит из двух гидромоторов ГМ-36, редуктора и фрикционного тормоза. Гидромоторы преобразуют энергию давления жидкости в механическую работу.

Рис. 34. Сеть управления закрылками. Электромагнитный кран ГА-163/16 включен иа выпуск закрылков (обозначения агрегатов соответствуют принципиальной схеме гидросистемы)

Рис. 34. Сеть управления закрылками. Электромагнитный кран ГА-163/16 включен иа выпуск закрылков (обозначения агрегатов соответствуют принципиальной схеме гидросистемы)

Гидромотор состоит из корпуса с крышкой, блока цилиндров с поршнями и шатунами, вала, кардана, соединяющего блок цилиндров с валом, распределительного золотника, подшипников и других деталей. Ось блока цилиндров составляет с осью вала некоторый угол, позволяющий получить момент вращения. При подводе жид-

кости под давлением через распределительный золотник в блок цилиндров она перемещает поршни с шатунами в осевом направлении. Шатуны вращают вал, а вал через кардан вращает блок цилиндров. Вал через редуктор вращает трансмиссионный вал, который винтовыми подъемниками выпускает или убирает закрылки Гидромоторы работают синхронно.

Гидромоторы реверсивные. Направление вращения вала зависит от того, через какой штуцер в крышке подведена жидкость под давлением.

Челночные клапаны 36, 39, 41. Каждый клапан состоит из корпуса с крышкой и поршня с пружиной. Клапан 36 обеспечивает подвод жидкости под поршень тормоза гидропривода при уборке и выпуске закрылков от основной гидросистемы, а клапан 39 отключает основную сеть от аварийной при аварийном выпуске закрылков и наоборот. Клапан 41 обеспечивает подвод жидкости под поршень тормоза при уборке и выпуске закрылков от основной гидросистемы и при выпуске закрылков от аварийной системы.

Кран аварийного выпуска закрылков ГА-192 33 предназначен для дистанционного управления подачей жидкости под давлением в линию аварийного выпуска закрылков. Он состоит из корпуса с гильзой, золотника с пружиной, электромагнита и других деталей.

Когда кран обесточен, золотник пружиной поднят вверх и кольцевой проточкой сообщает линию аварийного выпуска закрылков с линией слива. Линия давления буртиком золотника перекрыта. Кран включается под ток выключателем, расположенным под красным колпачком на центральном пульте. При установке выключателя в положение «Аварийный выпуск закрылков» ток одновременно подается на электродвигатель насосной станции и электромагнит крана ГА-192 33. При включении крана 33 под ток его золотник перемещается вниз и сообщает линию от насосной станции с линией аварийного выпуска закрылков. Линия слива буртиком золотника перекрывается.

Работа сети уборки — выпуска закрылков

Концевые выключатели МКВ-2А, размыкающие электроцепь сети при крайних положениях закрылков (0 и 38), и датчик указателя положения закрылков установлены под правым зализом центроплана в районе нерв. № 2. Они кинематически связаны с трансмиссионным валом. Указатель положения закрылков расположен на центральном пульте. При нажатии на переключатель в положение «Выпуск закрылков» ток подается на левый электромагнит крана ГА-163/16 (34). Жидкость под давлением из основной гидросистемы, пройдя проточку левого золотника крана 34, одновременно поступает через челночные клапаны 36 и 41 под поршень фрикционного тормоза гидропривода закрылков 40 для растормаживания трансмиссии и через клапан ограничения расхода 38, гидрозамок 37 и челночный клапан 39 в гидромоторы ГМ-36. Гидромо-

торы выпускают закрылки. Отработавшая жидкость из гидромоторов через правый клапан гидрозамка 37 и проточку правого золотника крана 34 сливается в бак. Когда закрылки будут выпущены на 38°, концевой выключатель обесточит кран ГА-163/16 (34) и закрылки фиксируются фрикционным тормозом гидропривода закрылков 40 и гидрозамком 37. При нажатии на переключатель в положении «Уборка закрылков» включается под ток правый электромагнит крана ГА-163/16 (34). Жидкость под давлением из основной гидросистемы, пройдя проточку правого золотника крана 34 одновременно поступает через клапаны 36 и 41 под поршень фрикционного тормоза гидропривода закрылков 40 и через правый клапан гидрозамка 37 в гидромоторы. Закрылки убираются. Из обратных полостей гидромоторов жидкость через челночный клапан 39, -гидрозамок 37, клапан ограничения расхода 38 и пооточку левого золотника крана 34 сливается в бак.

Когда закрылки будут полностью убраны, концевой выключатель обесточит кран ГА-163/16 34 и закрылки фиксируются фрикционным тормозом гидропривода закрылков 40 и гидрозамком 37.

Аварийный выпуск закрылков производится только в случае отказа основной сети. Для этого необходимо открыть колпачок и поставить выключатель в положение «Аварийный выпуск закрылков». Включается насосная станция и кран ГА-192 33. Жидкость из аварийной гидросистемы, пройдя кран ГА-192 33, одновременно поступает через клапан 41 под поршень фрикционного тормоза, в гидрозамок 37 и через клапан 39 в гидромоторы. Отработавшая жидкость из гидромоторов через правый клапан гидрозамка 37 и проточку правого золотника крана ГА-163/16 34 сливается в бак.

При выпуске закрылков на 38° электроцепь крана ГА-192 размыкается механизмом концевых выключателей МКВ-2А. Но если выключатель «Аварийный выпуск закрылков» не поставлен в положение «Выключено», то насосная станция будет работать. Для ее выключения необходимо выключатель «Аварийный выпуск закрылков» поставить в положение «Выключено».

Убрать закрылки от аварийной гидросистемы невозможно.

Выпуск закрылков перед взлетоми при заходе на посадку

На предварительном старте по команде командира экипажа закрылки выпускаются на 15°. Если закрылки не будут выпущены на 15±2° н при этом перевести РУД в положение более 76° по УПРТ-2, тогда на ППС-2ВК (пилотажно-посадочном сигнализаторе), расположенном на средней панели приборной доски, загорается табло «Выпусти закрылки» и звучит сирена.

- Для выпуска закрылков необходимо:

поставить фиксатор стопорения переключателя «Закрылки» в положение «Выпуск»;

переключатель нажимного типа «Закрылки» из нейтрального положения установить в положение «Выпуск закрылков»;

отклонение закрылков контролируется по указателю на центральном пульте пилотов;

после выпуска закрылков на 15° отпустить переключатель и: застопорить фиксатором.

При заходе на посадку закрылки выпускаются перед четвертым разворотом на угол 15° на скорости 280... 300 км/ч.

После четвертого разворота до входа в глиссаду планирования: закрылки довыпускаются на угол 38° при скорости самолета не более 250 км/ч. После выпуска закрылков переключатель застопорить фиксатором.

Уборка закрылков после взлета и после посадки

После взлета на высоте не менее 100 м над препятствиями на скорости полета 230... 250 км/ч по команде командира корабля бортмеханик убирает закрылки. На самолете Ан-24РВ закрылки убираются на высоте не менее 100... 120 м, на скорости по прибору не менее 260... 265 км/ч.

Для уборки закрылков необходимо:

поставить фиксатор стопорения переключателя «Закрылки» в положение «Уборка»;

нажать переключатель «Закрылки» в положение «Уборка», одновременно увеличивая скорость полета до 270... 300 км/ч к концу уборки;

уборку закрылков контролировать по указателю;

после уборки закрылков отпустить переключатель и застопорить фиксатором.

При взлете для уменьшения шума на местности закрылки убираются на высоте не менее 400 м на скорости полета 250 км/ч с разгоном до скорости 280...300 км/ч к концу уборки. После посадки закрылки убираются по команде командира экипажа на рулении.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При заходе на посадку в случае невы- пуска закрылков от основной гидросистемы выпустить их от аварийной системы на угол 15° и произвести посадку. После выпуска закрылков на 15° переключатель поставить в положение «Выключено» и закрыть колпачком. Переключатель управления закрылками от основной системы должен быть в нейтральном положении.

СЕТЬ ТОРМОЖЕНИЯ КОЛЕС ОСНОВНЫХ ОПОР ШАССИ

Сеть предназначена для раздельного и одновременного торможения колес левой и правой основных опор шасси как от основной, так и от аварийной гидросистемы. Сеть торможения делится на основую и аварийную. Основная сеть обеспечивает также и стояночное торможение колес в течение не менее 24 ч. Основная сеть торможения колес управляется тормозными педалями обоих пилотов, а аварийная —■ рукоятками «Аварийное торможение», которые установлены на центральном пульте.

Для повышения надежности сети тормозов жидкость от тормозных клапанов основного и аварийного торможения подается по отдельным трубопроводам вплоть до челночных клапанов.

Максимальное давление в тормозах при пользовании ими от основной сети —95±5 кгс/см^ (95+ 5) -105 Па], а от аварийной — 95±5 кгс/см2 [(95±5)-105 Па]. Временно, при снятых инерционных датчиках автоматического торможения, максимальное давление в основной сети торможения перерегулировано до 80±5 кгс/см2 [(80±5)-105 Па]. Давление в тормозах при стояночном торможении 60±5.кгс/см2 [(60 + 5) • 105 Па].

Для контроля за давлением в тормозах колес на средней панели приборной доски установлен двухстрелочный указатель манометра, а на самолетах Ан-24РВ указатель установлен на вертикальной панели левого пульта.

Основная сеть торможения колес

В сеть (рис. 35) входят следующие агрегаты, шт.:

тормозные редукционные клапаны УГ-92/2 (УГ-149) 24 и 254

гидравлические выключатели УГ-34/2 26 2

дроссели УГ-102-00-7 27 2

дроссели У Г-102-00-5 29 2

электромагнитные краны УЭ-24/1—2 28 автоматического торможения . . 2

челночные клапаны УГ-97/7 30 2

дозаторы ГА-172-00-2 31 4

тормоза колес, инерционные датчики, в комплектах4

манометр 2ДИМ-50, в комплекте1

трубопроводы и другие детали

Тормозные редукционные клапаны УГ-92/2 (УГ-149) 24 и 25 предназначены для редуцирования давления жидкости в тормозах колес основных опор шасси. Они установлены за приборной доской по одному над каждой тормозной педалью и управляются ими.

УГ-92/2 (УГ-149) 24 и 25 состоит из корпуса с гильзой, стакана с редукционной пружиной, золотника включения, тарельчатого клапана слива, демпфера, возвратных пружин и других деталей. Жидкость под давлением из гидроаккумулятора тормозов 79 (см. рис. 28) одновременно подводится ко всем клапанам 24 и 25.

Если тормозная педаль не нажата, золотник включения возвратной пружиной демпфера удерживается в закрытом положении, а линия торможения через радиальные и осевой каналы золотника и открытый клапан слива сообщается со сливом. При нажатии на педаль, усилие от нее через тягу и трехплечую качалку передается на стакан. Стакан через редукционную пружину передает усилие на клапан слива, который садится на торец золотника включения и разобщает линии торможения и слива. При дальнейшем нажатии на педаль клапан слива, упираясь в торец золотника включения, перемещает его в сторону демпфера. Открывается золотник включения и пропускает жидкость под давлением в линию торможения колес. Движение золотника демпфируется благодаря дроссельному отверстию в стакане демпфера. Поступающее давле-

ние в линию торможения Через каналы золотника действует на клапан слива снизу. Сверху на него действует усилие от редукционной пружины. Когда эти усилия сравняются, золотник включения под Действием возвратной пружины демпфера сдвинется в сторону редукционной пружины, сжимая ее, закроет доступ жидкости и в тормозах замкнется заданное давление жидкости. Дальнейшее поступление жидкости в линию торможения прекращается. При уменьшении усилия, приложенного к педали, нарушается равновесие сил, действующих на клапан слива. Последний открывается и жидкость из линии торможения частично (до уравновешивания сил) стравливается в линию слива. Следовательно, давление жидкости в линии тор мнения всегда пропорционально усилию, приложенному к педали. ЗГ*

При освобождении.педали золотник включения пружиной демпфера закроется, а клапан слива под действием возвратной пружины и давления жидкости в линии торможения — открывается.

Одновременно при движении золотника вверх полость демпфера быстро заполняется жидкостью через его обратный клапан. Демпфер предназначен для предотвращения колебания подвижной системы клапана УГ-92/2 (УГ-149) во время его работы.

Гидравлический выключатель УГ-34/2 26 защищает обмотку электромагнита крана автоматического торможения УЭ-24/1—2 28 от перегорания при спекании контактов микровыключателя инерционного датчика. Он состоит из корпуса с крышкой, поршня со штоком и пружиной, микровыключателя и других деталей.

При торможении колес, когда давление за УГ-92/2 24 увеличивается более 4...8 кг/см2 [(4,..8)-105 Па], поршень со штоком, перемещаясь, воздействует на микровыключатель, который подготавливает электроцепь автомата торможения.

При растормаживании колес поршень пружиной возвращается в исходное положение и микровыключатель размыкает электроцепь автомата торможения. Если в это время контакты инерционного датчика остались замкнутыми (спеклись), то электромагнит крана автоматического торможения 28 будет обесточен и не перегорит. Гидравлический выключатель установлен на потолке отсека основной опоры шасси.

Дроссели УГ-102 27 и 29 предназначены для плавного затормаживания и растормаживания колес. Плавность обеспечивается благодаря гидравлическому сопротивлению отверстий в шайбах дросселей 27 и 29.

Время полного,.затормаживания или растормаживания колес не должно превышать 1,5 с.

Электромагнитный кран УЭ-24/1—2 28 автоматического торможения предназначен для автоматического растормаживания колес во время их юза и автоматического затормаживания колес после прекращения юза. Он установлен так же, как и дроссели возле гидравлического выключателя.

УЭ-24/1—2 состоит из корпуса, гильзы, золотника с пружиной, электромагнита и других деталей. Кран включается под ток инер-

ционным датчиком УА-27А. Когда электромагнит крана обесточен, золотник пружиной смещен вверх и кольцевой проточкой сообщает линию давления от клапана УГ-92/2 24 с линией торможения. Если педаль нажата, колеса затормаживаются. При включении электромагнита золотник перемещается вниз и внутренними каналами соединяет линию торможения колес с линией слива, а буртиком перекрывает линию давления от клапана УГ-92/2 24 и колеса растормаживаются, хотя педаль остается нажатой.

Челночный клапан УГ-97/7 30 предназначен для отключения аварийной сети торможения от основной при пользовании тормозами от основной сети и наоборот. Он установлен на задней стенке отсека основной опоры шасси и состоит из корпуса, челнока с клапанами, шарнира, поршня и пружины. Челнок с клапанами перемещается из одного крайнего положения в другое давлением жидкости. В крайних положениях он удерживается пружиной, воздействующей на него через шарнир и поршень. Вследствие такого устройства и работы челночного клапана одновременное нажатие на тормозные педали и рукоятки «Аварийное торможение» запрещается, так как челнок с клапанами может стать в нейтральное положение и торможение не произойдет совсем.

Дозатор ГА-172 31 прекращает утечку жидкости в атмосферу при нарушении герметичности линии торможения на участке от дозатора до колеса. Он установлен возле челночного клапана и состоит из корпуса, гильзы, диафрагмы с дроссельным отверстием, золотника с пружиной, дозирующего клапана, обратного клапана с пружиной и других деталей.

При торможении колес жидкость под давлением через дрос- ;ельное отверстие диафрагмы подается к дозирующему клапану, а через отверстия в гильзе—к золотнику и перемещает их вниз. Золотник сжимает пружину и открывает отверстия в гильзе, через которые жидкость поступает в тормоз колеса. Давление в тормозе и под дозирующим клапаном увеличивается. Когда давление сверху и снизу дозирующего клапана уравняется, клапан зависнет в среднем положении и не перекроет отверстия в гильзе дозатора. Так как к дозирующему клапану сверху жидкость поступает через дроссельное отверстие, то давление снизу клапана увеличивается быстрее, поэтому даже при полном затормаживании колеса до давления 95 кгс/см2 (95-г105 Па) дозирующий клапан не перекрывает дозатор. Если линия от дозатора до колеса негерметична, то жидкость во время торможения вытекает в атмосферу и давление под дозирующим клапаном будет меньше, чем над ним. Клапан будет все время перемещаться вниз пока не сядет на гнездо гильзы и не перекроет отверстия в гильзе дозатора. Дозатор сработает, и дальнейшая утечка жидкости в атмосферу прекращается. Потеря жидкости через дозатор составит 400... 700 см3. Давление, необходимое для удержания дозатора в закрытом положении, равно 0,8 кгс/см2 (0,8-105 Па).

При растормаживании золотник давлением жидкости от тормоза колеса и пружинами перемещается в исходное положение и

возвращает дозирующий клапан в верхнее положение. Клапан, вытесняя жидкость из дозатора, перемещает диафрагму вверх. Диафрагма отжимается от гнезда и не препятствует .движению дозирующего клапана. Одновременно давлением жидкости открывается обратный клапан, через который жидкость из тормоза возвращается в гидробак.

Работа основной сети торможения колес

Жидкость под давлением из гидроаккумулятора тормозов одновременно подводится ко всем тормозным клапанам УГ-92/2 24 и 25.

При нажатии на левую или правую тормозную педаль левого пилота жидкость с редуцированным давлением от клапана 25 поступает к гидравлическому выключателю 26 и через дроссель 27— к крану автоматического торможения 28. От крана 28 жидкость проходит через дроссель 29, челночный клапан 30 и дозаторы 31 — в тормоза колес. Колеса затормаживаются. Пружины узлов растормаживания сжимаются. Если тормозами управляет правый пилот, то жидкость от клапанов 24 поступает через открытые клапаны слива и внутренние проточки золотников включения клапанов 25 в линию торможения колес.

При одновременном нажатии на тормозные педали обоими пилотами движение жидкости будет такое же, как и при раздельном торможении, но управлять тормозами будет тот пилот, который сильнее нажал тормозные педали. Но одновременное нажатие тормозных педалей обоими пилотами не допускается. При растормаживании колес пружины узлов растормаживания возвращают нажимные диски тормозов колес в исходное положение. Нажимные диски, действуя через поршни узлов затормаживания, вытесняют жидкость из цилиндров этих узлов через дозаторы 31, челночные клапаны 30, дроссели 29, краны автоматического торможения 28, дроссели 27, клапаны 25 и 24 в линию слива.

Если на тормозных колесах установлены инерционные датчики, то сеть автоматического торможения необходимо включать перед выруливанием самолета со стоянки и выключать после заруливания на стоянку. Выключатель установлен на средней панели приборной доски между желтыми лампами. Для включения сети автомата торможения необходимо выключатель «Автомат торможения колес» поставить в верхнее положение. При этом ток подается на микровыключатели УГ-34/2 26. Если тормозами не пользуемся, то краны УЭ-24/1—2 28 и инерционные датчики обесточены.

Если нажать тормозные педали, жидкость поступает в тормоза колес и затормаживает их. Одновременно гидравлические выключатели 26 подготавливают электроцепь автомата торможения.

В случае резкого торможения и предпосылки появления юза хотя бы одного колеса срабатывает инерционный датчик, замыкая цепь желтой лампы и крана автоматического торможения 28.

Колеса, установленные на одной стойке, растормаживаются. При вращении колес инерционные датчики размыкают электроцепь крана 28 и желтой лампы и, если педаль остается нажатой, колеса снова затормаживаются. Сеть срабатывает так быстро, что экипаж во время растормаживания и затормаживания колес не ощущает точков и рыскания самолета по курсу.

Фактически полного юза колес не бывает. Для срабатывания инерционного датчика достаточно, чтобы колесо получило отрицательное угловое ускорение определенной величины. Сеть автоматического торможения предупреждает возникновение юза уже вращающихся колес, поэтому нажимать тормозные педали разрешается только после приземления самолета и касания ВПП передними колесами. Кроме того, необходимо избегать чрезмерного нажатия тормозных педалей, вызывающего частое срабатывание сети автомата торможения. При более слабом нажатии частота срабатывания автомата торможения уменьшается и эффективность торможения возрастает, снижаются динамические нагрузки на амортизационные стойки основных опор и резко уменьшается расход жидкости на торможение.

В связи с эффективным торможением самолета винтами при достаточной длине ВПП целесообразно пользоваться тормозами во второй половине пробега во избежание перегрева колес.

При подозрении на неисправность работы сети автоматического торможения (не загораются желтые лампы при интенсивном нажатии на тормозные педали), при явной неэффективности тормозов, при продолжительном горении желтых ламп, необходимо отпустить педали, выключатель «Автомат торможения колес» поставить в положение «Выключено» и тормозить так, как это выполняется при отсутствии автомата торможения.

Если при интенсивном нажатии на тормозные педали сначала выключить выключатель «Автомат растормаживания колес», то возможен юз и повреждение колес. При отказе сети автоматического торможения колес можно после отпускания педалей основного торможения перейти на аварийное торможение.

Сеть аварийного торможения колес

Аварийное торможение колес используется при отказе основной сети торможения, а также при буксировке самолета.

Сеть аварийного торможения состоит из редукционного клапана УГ-100У 23 и двух трубопроводов, проложенных от клапана УГ-100У до челночных клапанов УГ-97/7 30 подключения аварийной системы торможения.

Тормозной редукционный клапан УГ-100У 30 аварийного торможения предназначен для редуцирования давления жидкости в- линии аварийного торможения колес. Он состоит из корпуса, в котором смонтировано два тормозных клапана, которые по конструкции и принципу работы сходны с клапанами УГ-92/2, но имеют меньшие геометрические размеры.

УГ-100У 23 установлен в центральном пульте и управляется рукоятками «Аварийное торможение». Давление в тормозах колес всегда пропорционально силе, приложенной к этим рукояткам. Необходимо учитывать, что для создания одного и того же давления в тормозах потребное усилие на рукоятках «Аварийное торможение» значительно меньше усилия на педалях основного торможения.

Для надежного затормаживания колес к редукционному клапану УГ-100У 23 подведены линии давления от гидроаккумулятора тормозов 79 и насосной станции 16 через обратные клапаны 21 и 22.

Работа аварийной сети торможения колес

При нажатии на одну или обе рукоятки аварийного торможения затормаживаются одна или обе пары колес и одновременно микровыключателем включается насосная станция 16. Если в начале торможения давление в гидроаккумуляторе тормозов 79 больше создаваемого насосной станцией 16, то обратный клапан 21 перекроет линию давления от насосной станции 16. Жидкость из гидроаккумулятора тормозов 79 через обратный клапан 22 поступает к редукционному клапану УГ-100У 23. Когда насосная станция 16 будет создавать давление больше чем в гидроаккумуляторе тормозов 79, то обратный клапан 22 перекроет линию от гидроаккумулятора 79. Жидкость из насосной станции 16 через обратный клапан 21 поступает к редукционному клапану 23. Из редукционного клапана 23 жидкость с редуцированным давлением поступает через челночные клапаны 39 и дозаторы 31 в тормоза колес.

Челночные клапаны 30 отключают основную сеть торможения. Давление в тормозах контролируется по тому же указателю манометра, что и основной сети.

При отпускании рукояток насосная станция 16 выключается, жидкость из тормозов колес через дозаторы 31, челночные клапаны 30 и редукционный клапан 23 сливается в бак. Для более четкого возврата рукояток в исходное положение и исключения их свободного хода рычажный механизм каждой рукоятки снабжен возвратной пружиной. Необходимо следить, чтобы рукоятки аварийного торможения находились в исходном положении во избежание случайного включения насосной станции.

Сеть аварийного торможения колес не оборудована сетью автоматического растормаживания колес, поэтому нажимать рукоятки «Аварийное торможение» необходимо плавно во избежание юза колес. Величина нажатия должна быть соизмерима с характером необходимого торможения.

Одновременное нажатие рукояток «Аварийное торможение» и тормозных педалей запрещается, так как челночные клапаны мо- гут перекрыть линии торможения, и торможения колес может не произойти совсем.

В процессе руления командир, предупредив экипаж, обязан проверить:

работу основной системы торможения колес шасси и сети автоматического торможения плавным нажатием на тормозные педали;

работу аварийной системы торможения плавным и одновременным нажатием на рукоятки аварийного торможения.

СЕТЬ ПРИВОДА СТЕКЛООЧИСТИТЕЛЕЙ

Стеклоочистители установлены перед электрообогреваемыми стеклами фонаря кабины экипажа и управляются раздельно дроссельными кранами, установленными в горизонтальных панелях левого и правого пультов. Сеть (рис. 36) состоит из двух дроссельных кранов ГА-230 67 и двух гидроприводов ГА-211 68.

Дроссельный кран ГА-230 67 предназначен для регулирования расхода жидкости, необходимой для питания гидроприводов стеклоочистителей, т. е. ими регулируется скорость движения щеток по стеклу. Кран игольчатый, вентильного типа с рукояткой в виде треугольника. Скорость движения щетки по стеклу зависит от степени открытия крана. При полностью открытом кране щетка по стеклу движется со скоростью около 200 двойных ходов в минуту. Включать стеклоочистители в полете необходимо на скорости не более 350 км/ч по прибору.

Разрешается включать стеклоочистители для работы по сухому стеклу со скоростью не более 5 двойных ходов в минуту. Если при работе стеклоочистителей производится выпуск шасси, то возможно кратковременное 'Прекращение работы стеклоочистителей (на 3...4 с). Это является следствием большого расхода жидкости, потребляемой сетью шасси.

Гидропривод стеклоочистителя ГА-211 68 предназначен для преобразования энергии давления жидкости в механическую рабо- боту. Эта работа затрачивается для перемещения щетки по стеклу. Он состоит из корпуса с гильзой, поршня-рейки, шестерни с валом, переключающего механизма, щеткодержателя и других деталей.

Переключающий механизм состоит из ведущей шайбы с упорами, планки с двумя клапанами, скобы с пружиной и других деталей. На вале шестерни с одной стороны закреплена ведущая шайба с упорами, а с другой — щеткодержатель. Жидкость под давлением через дроссельный кран

БЦГЯ230)

Рис.

Из основной, системы

6в(ГЯ21Т00-5)Ъ ^^ , Хммистраль

67(ГЯ23О)

Сеть стеклоочистителей

^обозначения агрегатов соответствуют принципиальной схеме гидроси-

поступает к штуцеру гидропривода, а из него по каналу корпуса через открытый левый клапан — в левую полость гильзы. Правая полость гильзы через камеру переключающего механизма сообщается со сливом.

Поршень-рейка перемещается вправо и поворачивает шестерню с валом против часовой стрелки, а вместе с ним щеткодержатель и ведущую шайбу с упорами. Шайба, поворачиваясь, левым упором поворачивает скобу вправо. Скоба растягивает пружину. Как только скоба пройдет за вертикаль, пружина, сжимаясь, скобой перебросит планку с клапанами в крайнее левое положение. После этого правая полость гильзы сообщается с линией давления, а левая — с линией слива. Движение поршня-рейки, шестерни с валом, ведущей шайбы и щеткодержателя реверсируется.

СЕТЬ АВАРИЙНОГО ГИДРОФЛЮГИРОВАНИЯВОЗДУШНЫХ ВИНТОВ И ОСТАНОВА ДВИГАТЕЛЕЙ

Сеть аварийного гидрофлюгирования воздушных винтов и останова двигателей (рис. 37) обеспечивает выполнение этих операций от основной гидросистемы. Сеть используется в случае отказа других систем флюгирования или для их дублирования.

В нее входят следующие агрегаты, шт.:

редуктор ГА-159/5 421

краны флюгирования 432

отсечные клапаны с дросселями 452

сливной бачок с подпорными клапанами 441

дренажные бачки 46 ................... 2 трубопроводы и другие детали

Редуктор ГА-159/5 42 понижает давление жидкости в сети флюгирования до 60±5 кгс/см2[(60±5) -105 Па], а также предотвращает повышение давления свыше редуцированного на 20±8 кг/см2Х Х[(20±8)-НО5 Па]. Он состоит из корпуса с гильзой, золотника с пружиной, стакана с регулировочными шайбами и других деталей.

Когда давление в сети флюгирования отсутствует, золотник пружиной смещен влево и кольцевой проточкой сообщает линию давления с линией флюгирования. Давление в сети увеличивается. Золотник этим давлением постепенно смещается в сторону пружины и при давлении 60±5 кгс/см2 [(60±5)-105 Па] буртиком перекроет линию давления. При увеличении давления в сети флюгирования свыше редуцированного на 20±8 кгс/см2[(20±8) -105 Па] золотник сместится в сторону пружины настолько, что его радиальные каналы выйдут из гильзы. В этом случае редуктор работает как предохранительный клапан, перепуская жидкость в линию слива. При понижении давления жидкости до 60±5 кгс/см^(60±5) X Х105 Па] золотник под действием пружины вновь войдет в гильзу. Редуктор установлен под полом кабины экипажа на шп. № 6.

Кран флюгирования 43 установлен в центральном пульте и предназначен для управления подачей жидкости под давлением от редуктора 42 в линию флюгирования винта и останова двигателя.

Moise-wo)Moise-wo)l\94(24-5S0l\94(24-5S045(74-5608-18)45(74-5608-18)В атмосферуВ атмосферуИз основной. 1 системы Г <#2(ГЯ15900-5) .В сливную магистральИз основной. 1 системы Г <#2(ГЯ15900-5) .В сливную магистральв атмосферу в атмосферув атмосферу в атмосферуmOtsb-wo)mOtsb-wo)45(24-5608-18)45(24-5608-18)

Moise-wo)

Moise-wo)

l\94(24-5S0

l\94(24-5S0

45(74-5608-18)

45(74-5608-18)

В атмосферу

В атмосферу

Из основной. 1 системы Г <#2(ГЯ15900-5) .

В сливную магистраль

Из основной. 1 системы Г <#2(ГЯ15900-5) .

В сливную магистраль

в атмосферу в атмосферу

в атмосферу в атмосферу

mOtsb-wo)

mOtsb-wo)

45(24-5608-18)

45(24-5608-18)

Он состоит из корпуса, штока с рукояткой, двух толкателей, двух клапанов с пружинами и других деталей. Когда рукоятка опущена вниз, нижний клапан под действием пружины перекроет линию давления от редуктора. Верхний клапан удерживается в открытом положении. Полость над золотником отсечного клапана 45 через верхний клапан крана 45 сообщается со сливным бачком 44. При поднятой рукоятке верхний клапан закрывается пружиной, а нижний удерживается в открытом положении. Жидкость от редуктора 42 через открытый нижний клапан и проточки верхнего клапана поступает к золотнику отсечного клапана 45.

Отсечный клапан 45 предотвращает самопроизвольное флюги- рование воздушного винта и останова двигателя в случае повышения давления в-линии флюгирования (при течи жидкости через кран флюгирования). Он состоит из корпуса, золотника с пружиной, дросселя и других деталей. Если после крана флюгирования 45 давление жидкости отсутствует, золотник пружиной удерживается в крайнем положении. Линия от регулятора оборотов и автомата дозировки топлива через пружинную полость отсечного клапана 45 сообщается с дренажным бачком 46, который приварен к. дренажному трубопроводу маслосистемы Л.

В случае течи жидкости через нижний клапан крана флюгиро- 76

вания 43 до 350 см3/мин золотник отсечного клапана 45 смещается в сторону пружины и перепускает жидкость от крана 43 через дроссель в дренажный бачок 46. Одновременно жидкость через открытый верхний клапан крана 43 поступает в сливной бачок 44. При расходе жидкости через кран 400 см3/мин и более жидкость не успевает протекать через дроссель. Золотник клапана 45 перемещается вниз, перекрывает слив в дренажный бачок 46 и направляет жидкость к регулятору оборотов и автомату дозировки топлива. Отсечный клапан 45 и дроссель установлены на противопожарной перегородке гондолы двигателя.

Сливной бачок 44 установлен в кабине экипажа на шп. № 4 у кресла левого пилота. Он состоит из корпуса, изготовленного из органического стекла, крышек, двух клапанов и сливного крана. Бачок предназначен для контроля за герметичностью кранов флю- гирования. Клапаны предотвращают попадание воздушной пробки в линию флюгирования воздушного винта на участке от крана 43 до отсечного клапана 45. Они открываются при давлении жидкости, равном 1,5 кгс/см2 (1,5-105 Па). Верхняя полость сливного бачка трубопроводом сообщается с атмосферой.

Работа сети аварийного флюгирования

Жидкость от редуктора 42 с давлением 60+5 кгс/см2[(60 + 5) X X Ю5 Па] поступает к кранам флюгирования 43.

Для аварийного ввода винта во флюгер необходимо повернуть рукоятку крана 43 против часовой стрелки, потянуть вверх и, развернув против часовой стрелки, поставить на упор. При перемещении рукоятки вверх верхний клапан крана 43 закрывается, а нижний открывается. Жидкость от редуктора 42 через кран 43 поступает к отсечному клапану 45, а из него к крану гидроостанова, установленного на автомате дозировки топлива. Двигатель останавливается. Одновременно жидкость поступает в регулятор оборотов двигателя. Золотник этого регулятора перемещается и сообщает канал большого шага винта с маслонасосом регулятора оборотов двигателя. Лопасти винта входят во флюгер. Однако полного флюгирования винта не будет, так как в момент, флюгирования винта двигатель останавливается и производительность маслона- соса, установленного в регуляторе оборотов, уменьшается.

Для расфлюгирования винта необходимо рукоятку крана 43 приподнять вверх, повернуть ее по часовой стрелке, переместить вниз и вновь повернуть по часовой стрелке. При этом нижний клапан перекроет линию давления от редуктора 42, а верхний откроется и сообщит полость над золотником отсечного клапана 45 со сливным бачком 44. Золотник клапана 45 под действием пружины выталкивает жидкость в сливной бачок 44. Жидкость из регулятора оборотов и автомата дозировки топлива через пружинную полость отсечного клапана 45 сливается в дренажный бачок 46.

Дальнейшие действия по выводу винта из флюгера указаны в «Руководстве по летной эксплуатации».

В случае переполнения бачков жидкость из них выливается в атмосферу. Из дренажного бачка 46— через дренажный трубопровод маслосистемы А, а из сливного 44— по трубопроводу под фюзеляж.

Для слива жидкости из бачков 46 в их нижних частях установлены сливные пробки. В сливном бачке 44 для этой цели установлен сливной кран.

Примечание. При аварийном флюгнровании воздушного вннта флюгер- насос маслосистемы самолета не работает.

ГЛАВА 6

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА САМОЛЕТА

Топливная система самолета (рис. 38) предназначена для бесперебойного питания двигателей топливом с необходимыми расходами на всех режимах и высотах полета самолета. Она состоит из системы питания двигателей АИ-24, турбогенератора ТГ-16 или двигателя РУ19А-300 и системы централизованной заправки самолета топливом.

Система питания двигателей топливом включает в себя две автономные, аналогичные по конструкции и расположению топливные системы. Левый двигатель питается из баков левого полукрыла, правый — из баков правого полукрыла. Магистрали баков полукрыльев соединены по переднему лонжерону центроплана трубопроводом, на котором установлен кран кольцевания. Применяемое топливо—авиационный керосин марок Т-1, ТС-1, Т-2, Т-7. Максимальная эксплуатационная заправка (97% от полной емкости) — 3950 кг (5100 л).

Невырабатываемый двигателями остаток топлива при работающих подкачивающих насосах составляет 50 кг, на самолетах, не прошедших капитальный ремонт — ПО кг. При температуре наружного воздуха +5°С и ниже в топливо добавляется жидкость «И» или «ТГФ» в количестве 0,1% по объему для предотвращения образования кристаллов льда в топливе.

СИСТЕМА ПИТАНИЯ ТОПЛИВОМ ДВИГАТЕЛЕЙ АИ-24

Система состоит из, шт.:

топливных баков g

подкачивающих насосов ....6

обратных клапанов . . . .. 6

сигнализаторов давления^^ ^ ^ ^ 8

перекрывных (пожарных) кранов ."' ‘ 2

крана кольцевания ’’ ।

фильтров грубой очистки.'. .

подкачивающих насосов БНК-10И '. . '

фильтров тонкой очистки .. . .2

сигнализаторов засорения фильтров тонкой очистки . .... 2

воздухоотделительных бачков’2

расходомеров, топливомера, аппаратуры контроля и управления

Рис. 38. Принципиальная схема топливной системы:

/—бак-кессон; 2—датчик топливомера СПУТ-1-6АП; 3—заливная горловина; 4—перекрывной (пожарный) кран; 5—сливной кран; б—фильтр грубой очистки; 7—подкачивают ий насос двигателя БНК-10И; 8—фильтр тонкой очистки топлива; 9—расходомер РТМС-0,85-Б1; 10— воздухоотделительный бачок; 11—датчик сигнализатора давления СЦУ5А-1.8; 12—насос-датчик НДМ-24М; /3—автомат дозировки топлива АЦТ-24М; 14—датчик манометра ИДТ-НЯ); 15—форсунки; 16—датчик сигнализатора давления СДУЗА-0.35;17—электромеханический

заправочный кран системы централизованной заправки; 18—предохранительный гидравлический клапан; 19—сигнализатор давления СД-24А; 20—горловина системы централизованной заправки топлива; 21—кран кольцевания; 22—обратный клапан поршневого типа (давление открытия 0,18... 0,3 кгс/см2 [(0,18 ... ОДНО» Па]; 23—электромагнитный клапан топлива; 24— пусковая форсунка; 25—обратный клапан; 26—вакуумный (обратный) клапан; 27—-перекрывной (пожарный) кран питания турбогенератора; 28—топливный фильтр; 29—турбогенератор ТГ-16; 30—мягкий (резиновый) топливный бак № 2; 31—мягкий (резиновый) топливный бак № 1; 32—сливной кран мягкого бака; 33—сливной кран клапанного типа бака-кессона; 34— обратный клапан тарельчатого типа (давление открытия 220 мм керосинового столба): 35 подкачивающий насос; 36—датчик сигнализатора СДУЗА-0.35; 37—подкачивающий иасос ЭЦН-14А; 38—дренажная труба; 39—дренажный угольник; 40—дифференциальный сигнали

затор СгДФР-1Т

Топливные баки каждого полукрыла делятся на две группы. В первую группу входят баки-кессоны. Топливо из этой группы вырабатывается в первую очередь. Во вторую группу входят первые и вторые резиновые центропланные баки. Нумерация баков ведется от продольной оси самолета влево и вправо. Вторую группу баков называют дежурной, топливо из нее вырабатывается во вторую очередь. Эксплуатационная заправка бака-кессона 1840 л., дежурной группы баков полукрыла — 710 л.

Бак-кессон представляет собой кессон средней части крыла, выполненный герметичным. Сверху имеется заливная горловина 3, два датчика топливомера 2 и два дренажных штуцера. На передней стенке установлен штуцер централизованной заправки самолета топливом, на задней — штуцер отвода топлива из бака в систему. Снизу внутрь бака установлен подкачивающий насос ЭЦН-14А 37 и сливной кран клапанного типа 33 для слива отстоя. Герметичность бака-кессона достигается нанесением трех слоев герметика на внутреннюю поверхность бака.

Резиновые баки 30, 31 изготовлены из двух слоев резины толщиной 0,5 мм каждый. Снаружи они оклеены капроновой тканью.

Форму бакам придают металлические обручи. Для доступа в баки имеются монтажные люки.

Сверху к баку № 1 31 привулканизированы фланец заливной Горловины 3 и дренажный штуцер, а к передней стенке — фланец централизованной заправки. В боковой стенке установлены дренажный штуцер и два соединительных фланца. Снизу в баке имеется кран клапанного типа 32 для слива отстоя.

К баку № 2 30 привулканизирован фланец под датчик топли- вомера, к передней и задней стенкам — фланцы для установки подкачивающих насосов 35, к боковой стенке — соединительные фланцы и дренажный штуцер.

Резиновые баки крепятся-к'центроплану болтами, пропущенными через фланцы, имеющиеся на баках.

Дренаж топливных баков

Баки каждого полукрыла имеют основной и дополнительный дренажи. Дренаж баков (сообщение баков с атмосферой) обеспечивает бесперебойное поступление топлива к двигателям и предотвращает смятие топливных баков атмосферным давлением при выработке топлива из баков.

Скоростной напор воздуха, поступающего через дренаж в топливные баки, повышает давление внутри баков, чем обеспечивается более устойчивая подача топлива к двигателям. Трубопровод основного дренажа выведен навстречу воздушному потоку в районе нерв. № 12. Второй его конец сообщен через дренажную мачту с баком-кессоном. Бак-кессон в верхней части сообщается, с баком № 1, а бак № 1 с баком № 2.

Дополнительный дренаж представляет собой трубопровод, введенный в основной дренаж, второй конец этого трубопровода выведен под крыло в районе нерв. № 12. На этом трубопроводе установлен обратный клапан 25 (вакуумный), который при создании вакуума в баках открывается и пропускает воздух из атмосферы в топливные баки.

Подкачивающий насос ЭЦН-14А 37 предназначен для подачи топлива из бака-кессона к подкачивающему насосу БНК-ЮИ.

Насос ЭЦН-14А центробежного типа работает от электродвигателя постоянного тока. Электродвигатель имеет герметичный корпус, так как насос установлен внутри бака-кессона, в кожухе. Сверху к кожуху крепится трубопровод отвода топлива из насоса ЭЦН-14А в систему.

Насос состоит из корпуса, крыльчатки и центробежного отражателя, жестко закрепленных на валу электродвигателя, уплотнения вала, сетки и других деталей. Насос работает на номинальном режиме и создает давление, равное 0,9... I кгс/см2[(0,9... 1) X Х105 Па]. Топливо из бака поступает через сетку к крыльчатке, которая при вращении создает давление топлива. Топливо, омывая и охлаждая корпус электродвигателя, поступает в систему. Просочившееся через уплотнение топливо, по каналу отводится в атмос-

феру, чем исключается попадание топлива в корпус электродвигателя.

Каждый насос ЭЦН-14А включается трехпозиционным переключателем со щитка управления топливной системой, установленным на приборной доске. Среднее положение переключателей — «Выключено». При установке переключателей вверх, в положение «Автомат», насосы ЭЦН-14А работают, зеленые лампы над переключателями горят. В этом случае оба насоса ЭЦН-14А автоматически выключаются по второму сигналу топливомера из дежурной группы баков при остатке топлива по 560 л в дежурных баках.

Если перевести переключатели вниз, в положение «Ручное», то насосы ЭЦН-14А работают, зеленые лампы над переключателями горят. Независимо от наличия топлива в этом положении переключателей насосы ЭЦН-14А будут работать постоянно. Но следует помнить, что насос ЭЦН-14А может работать на холостом ходу не более 30 мин, в этом случае не охлаждается топливом. Поэтому после выработки топлива из баков-кессонов переключатели необходимо перевести из положения «Ручное» в положение «Выключено».

Подкачивающие насосы центробежного типа с приводом от электродвигателей постоянного тока применяются для подачи топлива из мягких (резиновых) баков к насосам БНК-ЮИ. Они установлены по два у баков № 2, один насос установлен на переднем лонжероне крыла, второй — на заднем лонжероне. Такая установка насосов обеспечивает бесперебойную подачу топлива к двигателям при небольших остатках топлива и больших углах снижения или набора высоты.

Каждый насос состоит из крыльчатки, пропеллера и центробежного отражателя, жестко закрепленных на вале электродвигателя, корпуса и других деталей. Пропеллер создает подпор топлива на входе в крыльчатку и препятствует попаданию газовой пробки в систему. Крыльчатка создает давление топлива 0,4... ...0,6 кгс/смЧ(0,4...0,6)-1105 Па]. Оба насоса одного бака включаются одним выключателем со щитка управления топливной системой.

Когда насосы работают, над переключателями горят зеленые лампы, насосы выключаются — зеленые лампы гаснут.

Обратные клапаны 22, 25, 34 предотвращают перекачку топлива из одной группы баков в другую. За насосами по переднему лонжерону центроплана установлены клапаны поршенькового типа, открывающиеся при перепаде давлений на них, равном 0,18... ...0,3 кгс/см^(0,18...0,3)-105 Па]. По заднему лонжерону центроплана за подкачивающими насосами расположены клапаны тарельчатого типа с пружинами, открывающимися при перепаде давлений на них, создаваемом высотой керосинового столба, равном 220 мм. За насосами ЭЦН-14А клапаны без пружин. Такое устройство обратных клапанов обеспечивает выработку топлива самотеком (насосы не работают) сначала из баков-кессонов, а затем из мягких баков.

Сигнализаторы давления предназначены для контроля за работой подкачивающих насосов. За каждым подкачивающим насосом ЭЦНЛ4А, БНК-ЮИ установлены датчики сигнализаторов давления 11,16,36.

Сигнализаторы СДУЗА-0,35, установленные после насосов ЭЦН-14А и подкачивающих насосов, срабатывают при давлении топлива 0,35 кгс/см2 (0,35-105 Па), а за насосом БНК-ЮИ — СДУ5А-1.8 при давлении 1,8 кгс/см2 (1,8-105 Па), при этом загораются зеленые лампы на щитке управления топливной системой.

Перекрывной (пожарный) кран 4 служит для прекращения подачи топлива к двигателю. Кран состоит из корпуса, тарельчатого клапана, шарнира с пружиной и электромеханизма МЗК-2. Перекрывные краны управляются нажимными переключателями, расположенными на щитке управления топливной системой. При нажатии переключателей вверх краны открываются, горят зеленые лампы, вниз — закрываются, горят красные лампы. Перекладываются краны за 3... 4 с. Эти краны установлены в отсеках основных опор шасси по одному. При выключенных двигателях краны должны быть закрыты.

Кран кольцевания 21 соединяет топливные магистрали полукрыльев в одну топливную магистраль, он обеспечивает питание обоих двигателей из баков одного полукрыла (когда кран открыт). Конструктивно он аналогичен перекрывному крану. Кран управляется выключателем со щитка топливной системы. При включении выключателя кран кольцевания открывается и горит желтая лампа, при выключении — кран закрывается, желтая лампа гаснет. Кран кольцевания установлен в передней кромке крыла по оси самолета.

Фильтр грубой очистки 6 очищает топливо от механических примесей. Состоит из корпуса, крышки, сетчатых фильтрующих элементов, перепускного клапана, крана для слива топлива из топливных баков и других деталей.

При засорении фильтрующих элементов и перепада давлений на фильтре, равном 0,5 кгс/см2 (0,5-105 Па), открывается перепускной клапан и топливо нефильтрованное поступает к насосу ' БНК-ЮИ. Фильтры грубой и тонкой очисток установлены справа под капотами двигателей.

Подкачивающий насос БНК-ЮИ создает давление перед насосом-датчиком НД-24М, равное 2,5 ... 3,0 кгс/см2 [(2,5 ... 3,0) X ■X Ю5 Па]. Представляет собой коловратный насос с приводом от двигателя АИ-24. Контроль работы насоса БНК-ЮИ осуществляется по загоранию лампы сигнализатора давления, установленной на щитке управления топливной системой.

Фильтр тонкой очистки 12ТФ-15СН 8 предназначен для тонкой очистки топлива от механических примесей и состоит из корпуса с крышкой, фильтрующего элемента из никелевой сетки саржевого плетения с тонкостью фильтрации 15... 16 мкм, перепускного клапана, открывающегося при засорении фильтроэлемента и перепа-

де давлений, равном 0,5 кгс/см2 (0,5-105 Па) и крана для слива отстоя.

Сигнализатор засорения фильтра тонкой очистки Сг ДфР-1Т. Каждый сигнализатор включает в себя датчик 11, установленный параллельно фильтру тонкой очистки, и красную лампу над щитком управления топливной системой. Сигнализатор срабатывает при засорении фильтра тонкой очистки и перепаде давлений на нем 0,4 кгс/см2 (0,4-105 Па).

Воздухоотделительный бачок 10 применяется для отделения пузырьков воздуха или газа от топлива, во избежание отказа в работе НД-24 и АДТ-24. Внутри бачка установлен поплавковый клапан, допускающий травление топлива вместе с пузырьками воздуха 20... 150 см3/мин. Пузырьки воздуха или газа вместе с топливом через жиклер бачка поступают в дренажый трубопровод топливных баков, а оттуда — в баки самолета. Бачки установлены под капотом двигателей справа, над фильтрами топливной системы.

Топливомер СПУТ-1— 5БП предназначен для измерения количества топлива в баках самолета, автоматического выключения подкачивающих насосов ЭЦН-14А, автоматического закрытия заправочных кранов централизованной заправки самолета топливом и для выдачи сигнала об остатке топлива, равном 580 кг (по 290 кг в каждой дежурной группе баков). Топливомер СПУТ-1-5БП имеет шесть датчиков, установленных по два в каждом баке-кессоне и по одному в каждом резиновом баке № 2.

После замера количества топлива необходимо сравнить показания топливомера по группам и суммарно, расхождения не должны превышать 2 %.

Работа системы питания топливом двигателей АИ-24

До запуска двигателей необходимо открыть перекрывные (пожарные) краны и включить все подкачивающие насосы (ЭЦН-14А установить в положение «Ручное»), кран кольцевания закрыть. После запуска двигателей переключатели ЭЦН-14А перевести в положение «Автомат».

Топливо из баков подкачивающими насосами через обратные клапаны подается к перекрывным (пожарным) кранам и крану кольцевания. Давление топлива в трубопроводах повышается, срабатывают сигнализаторы давления, и на щитке управления топливной системой загораются зеленые лампочки.

Топливо сначала вырабатывается из баков-кессонов, из-За разного давления, создаваемого подкачивающими насосами, а при неработающих подкачивающих насосах — из-за различного устройства обратных клапанов за насосами ЭЦН-14А и подкачивающими насосами. Затем топливо вырабатывается из дежурных групп.

Кран кольцевания в полете, как правило, закрыт. Топливо через перекрывные (пожарные) краны, фильтры грубой очистки,

насосы БНК-.ЮИ, фильтры тонкой очистки, воздухоотделительные бачки и датчики расходомеров топлива поступает к двигателям АИ-24.

Система питания топливом турбогенератора ТГ-16

Двигатель турбогенератора ТГ-16-работает на том же топливе, что и двигатели АИ-24. Топливо к ТГ-16 подводится из трубопровода, питающего правый двигатель АИ-24. В систему питания входят перекрывной (пожарный) кран, фильтр тонкой очистки и топливная аппаратура двигателя ТГ-16.

Перекрывной (пожарный) кран клапанного типа с электромагнитным управлением включается нажимным переключателем, установленным на вертикальной панели левого пульта. Кран обеспечивает быстрое прекращение подачи топлива к двигателю ТГ-16. Если кран открыт, горит зеленая лампа, расположенная над нажимным переключателем, если закрыт — горит красная лампа под переключателем.

. Фильтр тонкой очистки 11ТФ30 по назначению и конструкции аналогичен фильтрам тонкой очистки системы питания топливом двигателей АИ-24, но имеет меньшие размеры.

На самолетах Ан-24РВ двигатель РУ19А-300 питается топливом также из магистрали, питающей правый двигатель АИ-24.

Система питания топливом двигателя РУ19А-300

В систему питания топливом двигателя РУ19А-300 входят перекрывной (пожарный) кран, установленные на шп. № 19 правой гондолы, топливный фильтр тонкой очистки и топливная аппаратура двигателя РУ19А-300. г

Перекрывной (пожарный) электромагнитный кран управляется переключателем нажимного типа, расположенным на вертикальной панели левого пульта. Контролируется положение крана загоранием ламп: кран открыт-—горит зеленая лампа, закрыт — горит красная лампа.

Фильтр тонкой очистки 12ТФ-29СН по назначению и конструкции аналогичен фильтрам тонкой очистки системы питания топливом двигателей АИ-24.

Для стравливания воздушных пробок из топливной системы двигателя РУ19А-300 имеется перепуск топлива из топливного агрегата РУ19А-300 в бак-кессон правого полукрыла.

СИСТЕМА ЦЕНТРАЛИЗОВАННОЙ ЗАПРАВКИСАМОЛЕТА ТОПЛИВОМ

Система централизованной заправки самолета топливом (рис. 39) предназначена для ускорения и улучшения заправки самолета топливом. С ее помощью можно заправлять одновременно все топливные баки или раздельно по группам.

Рис. 39. Система централизованной заправки топливом:

/—заправочная горловина; 2—кран заправки; 3—регулировочный винт; 4—поплавок; 5—предохранительный клапан; б—бак-кессон; 7—щиток управления заправкой топливом; 8—сигнализатор давления СД-24А; 9—мягкий бак; 10—сигнальные лампы «Бак заправлен»; //—переключатель переменного тока 115В системы ааправки; 12—автомат защиты сети правой системы; /3—автомат защиты сети левой системы; И—автомат защиты сети «Сигнализация давления»; /5—сигнальная лампа «Критическое давление»; 16—сигнальная лампа «Включено 115В»; /7—сигнальные лампы «Кран закрыт»; 18—переключатели управления кранами заправки; 19—вакуумный клапан

Система состоит из следующих агрегатов, шт.:

заправочной горловины I

сигнализатора давления 1

заправочных кранов 4

предохранительных поплавковых клапанов4

вакуумного клапана1

щитка заправки, трубопроводов и других деталей

В систему включен топливомер СПУТ-1-5БП, выдающий сигналы на автоматическое закрытие заправочных кранов по заполнению групп баков топливом.

Заправочная горловина, щиток заправки и сигнализатор давления установлены в левой гондоле, а на самолетах более раннего выпуска — в правой гондоле.

Заправочная горловина / изготовлена по международному стандарту, поэтому централизованно заправлять топливом можно не только в аэропортах Советского Союза, но и в других странах.

Сигнализатор давления СД-24А 8 выдает световой сигнал о повышении давленйя в трубопроводах заправки, равном 3,5 кгс/см2 (3,5 -,105 Па), при этом на щитке заправки загорается красная лампа. В каждой группе баков установлены по одному сигнализатору

давления СДУ1А-0Д, срабатывающему при избытке давления внутри бака, равном 0,1 кгс/см2 (0,1-105 Па), при этом загорается та же красная лампа на щитке заправки и автоматически закрываются заправочные краны. Эта сигнализация служит предотвращению-разрушения топливных баков при заправке.

Заправочные краны 2 шиберного типа установлены по одному у баков № 1 и баков-кессонов. Краны закрываются автоматически сигналом топливомера СПУТ-1-5БП после заполнения баков топливом. Кроме того, краны могут открываться и закрываться с помощью нажимных переключателей, установленных на щитке заправки в гондоле. Если краны закрыты, горят синие (верхние) лампы над переключателями, если открыты — лампы гаснут.

Предохранительные поплавковые клапаны 5 предотвращают деформацию и разрушение баков топливом во время их заправки в случае неисправности автоматики закрытия заправочных кранов. После заполнения баков топливом клапаны автоматически перекрывают трубопроводы централизованной заправки. Клапаны установлены в баках, за каждым заправочным краном по одному.

Вакуумный (обратный) клапан 19 предотвращает смятие трубопровода заправки во время откачивания топлива из него в топливозаправщик после окончания заправки баков. Клапан установлен на трубопроводе заправки у правого бака-кессона.

Щиток централизованной заправки 7 самолета топливом имеет кроме синих ламп и нажимных переключателей управления заправочными кранами, четыре желтые лампы-сигнализации полной заправки баков топливом, выключатель системы заправки с желтой лампой «Включено 115В», два автомата защиты сети (АЗС) левой и правой систем, автомат защиты сети «Сигнализация критического давления» с красной лампой.

Централизованная заправка самолета топливом

Перед заправкой самолета топливом необходимо следующее.

Убедиться в наличии противопожарных средств на стоянке и исправности пломб на них.

Проверить пломбировку топливозаправщика (ТЗ).

Проверить паспорт на топливо и отметку на нем инженера, разрешающего заправку.

Убедиться в целости и чистоте фильтра в раздаточном шланге ТЗ.

Слить отстой из ТЗ и топливных баков самолета и убедиться в отсутствии в нем механических примесей, воды и кристаллов льда.

Снять заглушки с дренажа топливных баков.

Заземлить самолет и ТЗ и соединить их тросом через переднюю опору самолета.

Присоединить раздаточный шланг ТЗ к заправочной горловине самолета, а штырь металлизации шланга вставить в гнездо у горловины..

Подсоединить аэродромный источник постоянного тока, проверить его напряжение и подключить к бортсети.

Включить ПО-750. Переключатель работы ПО-750 «Земля — Воздух» установить в положение «Земля».

На щитке централизованной заправки 7 включить переключатель 11 «Питание системы заправки» переменным током, при этом должна загореться желтая лампа «Включено 115В» 16, АЗС сигнализации критического давления топлива 14 и АЗС питания постоянным током кранов заправки 12, 13, прй этом должны загореться четыре (верхние) синие лампы 17.

Нажимными переключателями 18 проверить по синим сигнальным лампам открытие (лампы не горят) и закрытие (лампы горят) заправочных кранов. Перекладываются краны в крайние положения за 13... 15 с.

Открыть краны и подать топливо в баки самолета. При загорании красной лампы 15 на щитке заправки снизить обороты двигателя ТЗ, если красная лампа не погаснет — прекратить заправку и выяснить причину.

По заполнении группы баков топливом загорится соответствующая желтая лампа 10, автоматически закроется заправочный кран и синяя лампа над переключателем загорится. Если загорится желтая лампа, а синяя нет, то следует закрыть заправочный кран вручную нажимным переключателем 18.

Если баки-кессоны необходимо заправить неполностью, то их заправочные краны нужно закрыть вручную нажимными переключателями.

После заправки топливом необходимо:

выключить все выключатели на щитке централизованной заправки;

выключить ПО-750 и обесточить бортсеть;

переключатель режима работы ПО-750 «Земля — Воздух» установить в положение «Воздух» и закрыть колпачком.

Откачать топливо в ТЗ из трубопроводов заправки.

Отсоединить от самолета аэродромный источник электроэнергии и ТЗ.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ. 1. При отсутствии аэродромного источника постоянного тока производить централизованную заправку топливом запрещается.

При заправке топливом самолет должен стоять с включенным стояночным тормозом. Под колесами самолета и ТЗ должны стоять колодки.

Во время заправки топливом у щитка централизованной заправки должно находиться ответственное лицо (следить за наличием электропитания бортсети переменным и постоянным током и сигнальной лампой критического давления). При отсутствии питания по переменному току в случае полной заправки топливом и случайном заедании поплавкового клапана топливные баки могут быть разрушены.

18. Не ранее, чем через18. Не ранее, чем через10 мин10 минпосле заправки.после заправки.слить отстойслить отстойиз топливных баков самолета по 0,5... 1,0 л и убедиться в отсутиз топливных баков самолета по 0,5... 1,0 л и убедиться в отсутствии течи топлива.ствии течи топлива.Максимальная централизованная заправка топливом 4800...4900 л.Максимальная централизованная заправка топливом 4800...4900 л.составляетсоставляетЕсли для выполнения полета необходима полная заправка са молета топливом, то дозаправить баки топливом можно через за ливные горловины топливных баков.Если для выполнения полета необходима полная заправка са молета топливом, то дозаправить баки топливом можно через за ливные горловины топливных баков.

18. Не ранее, чем через

18. Не ранее, чем через

10 мин

10 мин

после заправки.

после заправки.

слить отстой

слить отстой

из топливных баков самолета по 0,5... 1,0 л и убедиться в отсут

из топливных баков самолета по 0,5... 1,0 л и убедиться в отсут

ствии течи топлива.

ствии течи топлива.

Максимальная централизованная заправка топливом 4800...4900 л.

Максимальная централизованная заправка топливом 4800...4900 л.

составляет

составляет

Если для выполнения полета необходима полная заправка са молета топливом, то дозаправить баки топливом можно через за ливные горловины топливных баков.

Если для выполнения полета необходима полная заправка са молета топливом, то дозаправить баки топливом можно через за ливные горловины топливных баков.

ЗАПРАВКА ТОПЛИВОМ

ЧЕРЕЗ ЗАЛИВНЫЕ ГОРЛОВИНЫ БАКОВ

Заправка баков через заливные горловины производится в об ратной последовательности их выработки: в первую очередь заправляется вторая группа баков (правая и левая) до полной за правки, .во вторую — первая группа (правая и левая). Разрешается вести заправку баков одновременно левого и правого полукрыльев в указанной последовательности. х

Перед заправкой необходимо выполнить меры безопасности, указанные в пп. 1... 7, и штырь пистолетного крана раздаточного рукава ТЗ установить в гнездо у заливной горловины.

При этом способе заправки самолет должен быть обесточен. Через 15 мин после заправки следует слить отстой из топливных баков самолета. При полной заправке баков необходимо оставлять.

незаполненный объем на тепловое расширение топлива, не доливая топлива на 30... 40 мм до обреза горловины.

СЛИВ ТОПЛИВА ИЗ БАКОВ САМОЛЕТА

Топливо из самолета может сливаться самотеком через краны слива отстоя на топливных баках и краны на фильтрах грубой очистки, а также с помощью подкачивающих насосов или насоса ТЗ.

Перед сливом топлива необходимо:

•1) убедиться в наличии противопожарных средств на стоянке и исправности пломб на них;

проверить чистоту наземной емкости или ТЗ и сливных шлангов;

заземлить Самолет и наземную емкость. Снять заглушки с дренажа топливных баков;

подсоединить сливные шланги;

открыть сливные краны;

открыть пожарный кран двигателя, через фильтр которого сливается топливо.

Если топливо сливается под давлением, то необходимо дополнительно подключить к самолету источник электропитания, открыть кран кольцевания и включить подкачивающие насосы.

Если топливо необходимо слить быстрее, то включается насос ТЗ на откачку. Во избежание смятия топливных баков необходимо открыть заливные горловины топливных баков.

После слива топлива выключить насосы, закрыть все краны, отсоединить шланги, обесточить самолет и закрыть заливные горловины, если их открывали.

Проверка топливной системы перед полетом

При осмотре самолета перед полетом по топливной системе необходимо:

слить отстой из баков и фильтров тонкой очистки;

запитать бортсеть по постоянному и переменному току;

включить необходимые АЗС на щитке у радиста;

на приборной доске включить выключатели: «Топливомер», «Расходомер», «Автомат расхода топлива»;

измерить количество топлива в баках самолета с помощью измерительной линейки, а затем с помощью топливом ер а и установить на расходомерах количество топлива, находящегося в топливных баках;

проверить на работоспособность с помощью переключателей и сигнальных ламп пожарные краны, кран кольцевания и подкачивающие насосы ЭЦН-14А и агр. 463;

проверить исправность красных ламп «Отказ топливных фильтров» нажатием кнопки на вертикальной панели правого пульта.

Эксплуатация топливной системы в полете

В полете должно быть:

пожарные (перекрывные) краны открыты, и их сигнальные лампы (зеленые) должны гореть;

выключатели «Топливомер», «Расходомеры», «Автомат расхода топлива» включены;

все подкачивающие насосы ЭЦН-14А и агр. 463 включены, их зеленые лампы должны гореть, причем переключатели ЭЦН-14А— в положение «Автомат» (вверх);

галетный переключатель топливомера установить на I группу, а после выработки топлива из баков-кессонов — на II группу;

кран кольцевания топливой системы закрыт.

Топливо вырабатывается сначала из баков-кессонов, а затем из ■баков дежурных групп.

В случае неравномерной выработки топлива из баков левого и правого полукрыльев следует открыть кран кольцевания (загорится желтая лампа), и выключить подкачивающие насосы тех баков, где топлива меньше. После выравнивания количества топлива в баках необходимо включить ранее выключенные подкачивающие насосы и закрыть кран кольцевания.

При остатке топлива в баках дежурных групп 580 кг загорается сигнальная лампа над щитком управления топливной системой

«Остаток топлива 580 кг» (по 290 кг в каждой дежурной группе) по перв.ому сигналу.

В полете при засорении фильтра тонкой очистки загорается лампочка «Отказ топливного фильтра». При загорании одной лампочки следует продолжать полет до аэродрома посадки, при загорании обеих ламп — посадку произвести на ближайший запасный аэродром. После посадки выяснить причину деф-скта.

В случае, когда баки-кессоны заправлены топливом в количестве по 1350 кг и более, и, если топливо в полете не вырабатывалось из дежурных групп, то после посадки на рулении необходимо на 2...3 мин выключить насосы ЗЦН-14А для того, чтобы выработать часть топлива из дежурных групп баков. Это предотвратит выливание топлива на крыло самолета при открытии заливных горловин мягких баков на стоянке.

Полет с неработающими подкачивающими насосами

При отказе в полете подкачивающих насосов дежурной группы или всех подкачивающих насосов необходимо произвести посадку на ближайший запасный аэродром.

В полете с обесточенными подкачивающими насосами топливная система самолета обеспечивает подачу топлива в двигатели самотеком до высоты полета 6000 м, но при этом невырабатыва- емый остаток топлива составляет 580 кг (по 290 кг в каждой дежурной группе баков).

Командир экипажа должен уточнить расчет дальности и продолжительности полета с учетом этого невырабатываемого остатка топлива.

Полет с неработающими подкачивающими насосами (насосом) следует выполнять с минимальными эволюциями и не допускать резкого изменения режима работы двигателей.

Если в полете произошел отказ не всех подкачивающих насосов, то при заходе на посадку и на посадке выработку топлива производить из групп баков с работающими подкачивающими насосами при открытом кране кольцевания.

Действия экипажа при отказе подкачивающегонасоса бака-кессона

Если насос ЭЦН-14А какого-либо бака-кессона не работает при установке переключателя в положение «Автомат», необходимо перевести переключатель в положение «Ручное», при этом, если насос вступит в работу (загорится сигнальная лампа), продолжать выработку топлива при данном положении переключателя. После выработки топлива из бака-кессона насос выключить.

Следует помнить, что подкачивающий насос ЭЦН-14А может работать на холостом ходу не более 30 мин.

Если насос ЭЦН-14А не вступит в работу, а в баке-кессоне имеется топливо,необходимо: •

выключить отказавший насос ЭЦН-14А;

снизиться до высоты 6000. м или ниже, если полет совершался на большей высоте;

выключить подкачивающие насосы дежурной группы этого полукрыла (для выработки топлива из бака-кессона самотеком).

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Если при переходе на подачу топлива самотеком возникают колебания параметров работы двигателя, немедленно включить подкачивающие насосы дежурной группы и произвести посадку на ближайший запасный аэродром.

После выработки топлива из бака-кессона включить подкачивающие насосы дежурной группы баков. В дальнейшем следить за равномерностью выработки топлива из баков.

Действия экипажа при отказе двух подкачивающихнасосов дежурной группы

В случае отказа обоих подкачивающих насосов дежурной группы баков и наличия топлива в баках-кессонах необходимо: выключить отказавшие насосы дежурной группы баков;

снизиться до высоты 6000 м или ниже, если полет совершался на большей высоте;

выключить насос в баке-кессоне этого полукрыла;

после выработки топлива из бака-кессона и из дежурной группы до остатка 300 кг открыть кран кольцевания и питание обоих двигателей производить из дежурной группы баков второго полукрыла.

На самолетах Ан-24РВ при работе двигателя РУ19А-300 в полете и при длительной его работе на земле без дозаправки самолета топливом, необходимо:

определять запас топлива в баках самолета по топливомеру, так как расходомер топлива не учитывает расход топлива на питание РУ 19-300, контролировать по нему равномерность выработки топлива из групп баков;

при работе двигателя РУ19А-300 в полете после выключения ЭЦН-14А правого полукрыла через каждые 30 мин полета включать ЭЦН-14А вручную для выработки топлива, поступающего через трубопровод перепуска отсечного топлива.

Если в полете обесточились подкачивающие насосы, а затем возобновилось питание бортсети самолета от генераторов, производить выработку топлива из баков-кессонов, установив переключатели подкачивающих насосов в положение «Ручное». После выработки топлива из баков-кессонов необходимо выключить их подкачивающие насосы.

ГЛАВА 7

МАСЛОСИСТЕМА САМОЛЕТА

На самолете каждый двигатель имеет автономную маслосисте- му емкостью 62...64 л. Применяемое масло — смесь авиационных масел по объему: 75% трансформаторного или МК-8 плюс 25% МК-22 или МС-20.

Маслосистема двигателя (рис. 40) выполнена по короткозамкнутой схеме: откачивающие маслонасосы подают масло через центробежный воздухоотделитель и радиатор на вход в нагнетающую секцию маслоагрегата минуя маслобак.

Условно маслосистему можно разделить на сети внутренней и внешней циркуляции масла.

Во внешнюю сеть циркуляции масла входят: маслобак; дренажный бачок; флюгернасос; маслорадиатор; система управления створкой маслорадиатора; аппаратура контроля и управления; трубопроводы.

Маслобак 13 расположен на нижней крышке капота, емкость 40 л, заправляется 37 л. Бак имеет заливную горловину с сетчатым фильтром и измерительную (масломерную) линейку 3. Двумя штуцерами бак соединен с дренажным бачком. Во вторую горловину бака установлен поплавковый датчик электрического масломера, указатель которого установлен на вертикальной панели левого пульта. В нижней части бака имеется штуцер отвода масла к флю- гернасосу. Внутри бака закреплена противоперегрузочная перегородка, под которой размещен карман 6 емкостью 4 л. Из этого кармана масло отводится в насос подпитки маслоагрегата МА-24А 24. Карман маслобака обеспечивает бесперебойное питание двигателя маслом при отрицательных перегрузках самолета. При остатке масла в баках по 20 л загораются сигнальные (красные) лампочки, установленные на центральной панели приборной доски. В случае повреждения питающего маслопривода в баке остается 14 л масла для флюгирования воздушного винта.

Дренажный бачок / используется для сообщения маслобака с атмосферой, оседания масла из воздушно-масляной эмульсии, поступающей в него из центробежного воздухоотделителя и отвода воздуха из этой эмульсии в атмосферу. Масло, осевшее в бачке, стекает по трубопроводу в маслобак.

Флюгернасос 10 применяется для подачи масла под давлением из маслобака в линию флюгирования или расфлюгирования воздушного винта. Этот насос шестеренчатый с приводом от электродвигателя постоянного тока. В корпусе насоса установлены: редукционный клапан 9, поддерживающий давление за насосом при его работе, равное 65 кгс/см2 (65-105 Па), клапан обогрева, который открыт, когда насос не работает и горячее масло из двигателя пропускается для обогрева линии флюгирования и насоса. Когда флюгернасос работает, клапан обогрева закрывается давлением мас- 92

ла. В корпус насоса ввернут кран И для слива масла из бака. Флюгернасос установлен на нижней крышке капота, включается он автоматически системами автофлюгирования или вручную кнопкой КФЛ-37.

Маслорадиатор 48 предназначен для охлаждения масла, выходящего из двигателя воздухом, проходящим-через соты радиатора. Маслорадиатор сотовый, имеет предохранительный клапан, который при повышении давления масла на входе в радиатор до 4,5 кгс/см2 (4,5* 105 Па) закрывает доступ масла в радиатор и одновременно открывает канал выхода масла к двигателю, предотвращая разрушение маслорадиатора. Радиатор установлен в тоннеле нижней крышки капота.

Система управления створкой маслорадиатора

Система предназначена для автоматического поддержания температуры масла на входе в двигатель в пределах 70... 80°С. При отказе автоматики можно управлять заслонками маслорадиатора вручную, с помощью переключателя, расположенного на центральной панели приборной доски.

В систему входят следующие агрегаты: автоматический регулятор температуры масла (АРТМ); коробка управления 51; электромеханизм МВР-2В; указатель положения створки маслорадиатора; переключатель (четырехпозиционный) и другие детали.

Автоматический регулятор температуры масла (АРТМ) установлен на маслорадиаторе, состоит из корпуса, предохранительного клапана, запорного клапана, термочувствительного элемента, контактов, реле, электромагнитов, пружины и других деталей. Термочувствительным элементом являются две биметаллические спирали, находящиеся в патрубке на выходе масла из радиатора. При изменений температуры масла на выходе из радиатора спирали закручиваются или раскручиваются, изменяя положение подвижного контакта.

Подвижный контакт в комплексе с термочувствительным элементом выполняет роль следящей системы регулятора и по мере изменения температуры масла в системе дает импульсы тока в катушку реле, включая электромеханизм МВР-2В на открытие или закрытие створки тоннеля маслорадиатора.

Чтобы масло не переохладилось при планировании самолета, терморегулятор снабжен реле давления, которое при повышении давления масла на входе в радиатор выше 4,4... 4,5 кгс/см2 [(4,4... ...4,5)-105 Па] выключает электроцепь терморегулятора и включает электромеханизм МВР-2В на полное закрытие створки тоннеля маслорадиатора. При понижении давления масла на входе в радиатор до 3,5 кгс/см2 (3,5-105 Па) реле давления вновь включает электроцепь терморегулятора.

Электромеханизм МВР-2В 50 является исполнительным механизмом в системе управления створкой маслорадиатора. Он состоит из реверсивного электродвигателя, редуктора, ходового вин-

та, штока, концевых выключателей, коробки прерывателя и других деталей.

Реверсивный электродвигатель через редуктор вращает ходовой винт, гайка которого перемещает шток в осевом направлении. Шток открывает или закрывает створку.

Электромеханизм МВР-2В включается автоматически с помощью АРТМ или вручную в зависимости от положения четырехпозиционного переключателя на центральной панели приборной доски. При установке переключателя в положение «Автомат» створками управляет АРТМ. Если переключатели находятся в положении «Выключено», то автоматика отключена. При нажатии переключателя влево вниз створки открываются, вправо вниз — закрываются. Для контроля положения створок маслорадиаторов на центральном пульте установлен двухстрелочный указатель, датчики которого расположены в коробках электромеханизмов МВР-2В.

Работа маслосистемы

Масло из двигателя откачивающими секциями маслоагрегата МА-24А подается в воздухоотделитель, откуда оно поступает в радиатор, а воздушно-масляная эмульсия — в дренажный бачок. Горячее масло проходит через радиатор, охлаждается в нем и вновь поступает в нагнетающую секцию маслоагрегата МА-24А.

Если масло холодное, то оно из воздухоотделителя через предохранительный клапан, минуя радиатор, поступает в нагнетающую секцию МА-24А. При понижении давления масла на входе в эту секцию ниже 0,6... 0,8 кгс/см2 [(0,6... 0,8) • 105 Па] подпитывающая секция подает порцию свежего масла из кармана маслобака на вход в нагнетающую секцию до восстановления давления.

Если давление на входе в нагнетающую секцию будет больше 0,6... 0,8 кгс/см2 [(0,6... 0,8) • 105 Па], откроется редукционный клапан подпитывающей секции, и излишек масла через него поступает вновь на вход в подпитывающую секцию маслоагрегата МА-24А.

Эксплуатация маслосистемы самолета

Перед запуском двигателей необходимо проверить, чтобы в баках было по 35... 37 л масла, проконтролировать работу механизма МВР-2В и АРТМ, для чего нажимными переключателями открыть, закрыть и снова открыть створки маслорадиаторов, затем переключатели поставить в положение «Автомат», при этом створки должны полностью закрыться. Положение створок контролировать по указателям, расположенным на центральном пульте.

После запуска двигателей допускается уход масла из баков в двигатели при снятых с упора воздушных винтах не более 12 л (при воздушных винтах на упоре не более 10 л).

При высоких температурах наружного воздуха рекомендуется запуск, руление и взлет производить при полностью открытых створках маслорадиаторов с отключением автоматики (АРТМ).

На земле давление масла на входе в двигатели должно быть на режиме малого газа не менее 3,0 кгс/см2 (3,0-10® Па), на всех остальных 4... 4,5 кгс/см2 [(4... 4,5) • 10® Па].

Температура масла на входе в двигатели на установившихся режимах должна быть, °C:

минимально допустимая .. 50

рекомендуемая ’70... 80

при рулении на режимах от 0,4 номинального и ниже допускается

в течение не более 15 мин100

максимально допустимая в полете не более 10 мин90

При температуре масла 100°С разрешается взлет самолета.

Давление и температура масла контролируются по трехстре- •лочным указателям.

В полете необходимо:

переключатели управления створками маслорадиаторов держать установленными в положение «Автомат», при отказе АРТМ температуру масла регулировать вручную с помощью нажимных переключателей, предварительно перевести их из положения «Автомат» в положение «Выключено»;

не допускать уменьшения давления масла на входе в двигатели на всех режимах и высотах менее 3,5 кгс/см2 (3,5-10® Па), за исключением случаев полета при отрицательных перегрузках, когда допускается кратковременное падение давления масла ниже 3,5 кгс/см2 (3,5 • 10® Па);

. остаток масла в баках контролируется по двухстрелочному указателю масломера;

при остатке масла в баках по 20 л загораются сигнальные лампы «Минимальный остаток масла». Если в полете с таким остатком масла давление будет понижаться ниже 3,5 кгс/см2 (3,5х ХЮ5 Па), следует зафлюгировать винт этого двигателя и выключить двигатель;

при интенсивном уходе масла из маслобака в полете необходимо зафлюгировать винт и выключить двигатель, не дожидаясь загорания сигнальной лампочки «Минимальный остаток масла».

Заправка маслом должна проводиться через заливную горловину и сетку в ней. Перед заправкой проверить наличие паспорта с отметкой, разрешающей заправку, сорт масла (25% МС-20 или МК-22 и 75% МК-8 или трансформаторного); убедиться в чистоте заправочного пистолета и в заземлении маслозаправщика.

ГЛABA 8

РАЗМЕЩЕНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ НА САМОЛЕТЕГОНДОЛА ДВИГАТЕЛЯ

Гондола двигателя предназначена для придания оптимальной аэродинамической формы двигателю и основной опоре шасси в убранном положении, для защиты двигателя от внешних воздействий, а также направления воздушного потока внутрь двигателя и вокруг него.

Гондола (рис. 41) состоит из: обтекателя втулки воздушного винта; обтекателя редуктора; капота двигателя; двух боковых и верхней панелей; створок отсека основной опоры; заднего обтекателя и хвостовой части гондолы.

Обтекатель втулки винта 1 предназначен для придания удобо- обтекаемой формы втулке винта и защиты ее от внешних воздействий. Он состоит из съемного обтекателя, диска и кольца-замка, закрепленных на втулке винта. После установки съемного обтекателя на втулку винта необходимо через прорезь в обтекателе втулки винта убедиться, что фиксатор замка расположен в центре прорези, что свидетельствует о закрытии замка. Носок обтекателя имеет электрический обогрев.

Обтекатель редуктора 2 является продолжением обтекателя втулки винта. Он предотвращает переохлаждение редуктора.

//

Рис. 41. Элементы гондолы двигателя:

J—обтекатель втулки винта; 2—обтекатель редуктора; 3—воздухозаборник; 4—шпангоут воздухозаборника; 5—боковые крышки капота; 6—верхняя балка; 7—верхняя панель; 8—боковая панель; S—задний силовой шпангоут; 10— хвостовая часть гондолы; //—обтекатель гои- Лолы; /2—обтекатель опоры шасси; 13—створка опоры шасси; /4—экран; /5—передний силовой шпангоут; 16—иижния крышка капота; /7 -еадняя створка

Внешняя поверхность обтекателя совместно с внутренней поверхностью воздухозаборника двигателя образует канал, по которому воздух поступает в компрессор двигателя.

Капот двигателя состоит из воздухозаборника двигателя, верхней балки, двух боковых и нижней крышек капота. Воздухозаборник двигателя изготовлен заодн'о с воздухозаборниками масляного и воздухо-воздушного радиаторов. Носовая часть этих воздухозаборников выполнена из двойной обшивки, образуя воздушно-тепловую противообледенительную камеру.

На боковых крышках установлены воздухозаборники для охлаждения генераторов, задних демпферов рамы крепления двигателя и продувки подкапотного пространства. Задние кромки крышек с боковыми панелями гондолы образуют зазор, через который воздух из подкапотного пространства выходит в атмосферу.

На нижней крышке капота установлены: маслобак, флюгерна- сос, механизм управления створкой радиатора, турбохолодильники и другие агрегаты. В тоннелях этой крышки установлены масляный и воздухо-воздушный радиаторы.

На правой боковой панели установлен воздухозаборник обдува забортным воздухом корпуса турбины и удлинительной трубы. Передний силовой шпангоут одновременно является противопожарной перегородкой.

Задний силовой шпангоут является задней стенкой отсека основной опоры. В правой гондоле он одновременно является и противопожарной перегородкой. ‘

Хвостовая часть гондолы крепится к центроплану и заднему силовому шпангоуту гондолы. В хвостовой части левой гондолы установлены огнетушители самолетных отсеков, гидроаккумулятор с азотным баллоном, кран ускоренной уборки шасси ГА-140, в правой— турбогенератор ТГ-16, а на самолете Ан-24РВ— двигатель РУ19А-300.

На самолете Ан-24РВ хвостовая часть правой гондолы состоит из переднего отсека (отсека воздухозаборника) и капота двигателя РУ19А-300. На левой стороне переднего отсека сделан вырез для установки воздухозаборника РУ19А-300.

Внутри переднего отсека установлен направляющий аппарат РУ19А-300 с предохранительной сеткой.

Капот РУ19А-300 состоит из двух частей: передней, изготовленной из алюминиевого сплава и задней — из коррозионно-стойкой стали.

Задний шпангоут переднего отсека и передний шпангоут капота РУ19А-300 выполнены наклонными. На наклонном шпангоуте переднего отсека закреплен монорельс механизма откидывания ка-. пота, а на капоте — каретка. На каждой стороне переднего отсека установлено по два стяжных замка, удерживающих капот в закрытом положении.

Для открытия капота необходимо открыть замки, сдвинуть назад по монорельсу и поднять его вверх. В открытом положении установить штанги в гнезда капота.

ПОДВЕСКА ДВИГАТЕЛЕЙ

Двигатель АИ-24 крепится к крылу с помощью рамы и силовой фермы (рис. 42).

Рама / предназначена для крепления двигателя и передачи усилий от него на конструкцию самолета. Она состоит из двух (верхних) боковых подкосов, двух средних (верхних) подкосов, двух нижних подкосов, двух стоек с задними демпферами и других деталей. Все подкосы регулируются по длине, кроме верхних боковых.

Двигатель четырьмя цапфами установлен на передних демпферах и подшипниках стоек с задними демпферами. Демпферы предназна-

Рис. 42. Подвеска двигателя:Рис. 42. Подвеска двигателя:/—рама подвески двигателя; 2—передний силовой шпангоут; 3—силовая ферма/—рама подвески двигателя; 2—передний силовой шпангоут; 3—силовая фермачены для поглощения колебаний, возбуждаемых работающим двигателем и винтом, и предохранения конструкции самолета от этих колебаний.

Рис. 42. Подвеска двигателя:

Рис. 42. Подвеска двигателя:

/—рама подвески двигателя; 2—передний силовой шпангоут; 3—силовая ферма

/—рама подвески двигателя; 2—передний силовой шпангоут; 3—силовая ферма

Рама пятью узлами крепится к силовой ферме 3, состоящей из восьми нерегулируемых стержней. Задние концы силовой фермы попарно крепятся к узлам, закрепленным на переднем лонжероне по нерв. № 5 и 6 центроплана.

Все подкосы рамы и силовой фермы изготовлены из хроман- силя.

В хвостовой части правой гондолы, самолета Ан-24РВ установлен двигатель РУ19А-300. Он закреплен с помощью рамы и двух поясов: переднего и заднего. Рама состоит из подкосов трубчатого сечения. Четыре подкоса попарно крепятся к двум узлам заднего лонжерона центроплана. Два других подкоса крепятся к силовой ферме основной опоры шасси. Задние концы этих шести подкосов закреплены к переднему поясу. Поясы между собой соединены подкосами.

Для предотвращения боковых колебаний двигатель через нижний передний узел крепится тягой к шпангоуту гондолы. Все детали подвески двигателя РУ19А-300 изготовлены из хромансиля.

СИСТЕМА ВЫХЛОПА ГАЗА

Выхлопные газы выводятся в атмосферу через удлинительную тРУбу, прикрепленную к фланцу корпуса турбины с помощью телескопического соединения, допускающего угловые щ осевые перемещения трубы относительно двигателя. Задний конец трубы двумя подвесками крепится к ферме. Подвески дают возможность трубе перемещаться при ее температурном расширении. Верхние узлы подвесок имеют резиновые втулки для поглощения колебаний трубы во время работы двигателя. Труба изготовлена из листа тита-

нового сплава толщиной 1 мм. Сверху на удлинительную трубу с зазором 20 мм установлен кожух.

Кожух трубы соединен с кожуХом обдува двигателя с помощью хомута, имеющего в нижней части штуцер для слива топлива, попавшего в него из двигателя. Кожух изготовлен из листов коррозионно-стойкой стали толщиной 0,6 мм.

Корпус турбины — наиболее горячая часть двигателя. Он обдувается наружным воздухом, подводимым через воздухозаборник, приклепанный к правой боковой панели гондолы. Наружный воздух через воздухозаборник по патрубкам поступает в кольцевой зазор между корпусом турбины и его кожухом, охлаждает корпус турбины, а затем проходит в кольцевой зазор между удлинительной трубой и ее кожухом, охлаждая удлинительную трубу и на срезе трубы выходит в атмосферу. Кожух длиннее трубы на 50 мм, в результате чего образуется эжектор, обеспечивающий улучшение охлаждения корпуса турбины и удлинительной трубы.

СИСТЕМА ВПРЫСКА ВОДЫ ВО ВХОДНЫЕ ТРАКТЫДВИГАТЕЛЕЙ АИ-24 САМОЛЕТА Ан-24Б

Система предназначена для восстановления мощности двигателей на взлете при повышенной температуре и пониженном барометрическом давлении наружного воздуха. Мощность двигателей восстанавливается при температуре наружного воздуха до +40°С и давлении 740 мм рт. ст. (98642 Па).

Каждый двигатель имеет автономную систему впрыска воды (рис. 43).

Заправку системы впрыска воды в двигатели производить дистиллированной (ГОСТ 6709—72) или химически очищенной водой. В систему входят следующие агрегаты: бак для воды; электромеханический кран; обратный клапан: сигнализатор давления; коллектор с восемью форсунками; трубопроводы и другие детали.

Бак для воды / емкостью 34 л установлен в хвостовой части гондолы. Эксплуатационная заправка 33 л. В верхней части бака имеется заливная горловина 3 с сетчатым фильтром и мерной линейкой 4, штуцер подвода воздуха из двигателя через электромеханический кран, снизу — фильтр 6, сливной кран 5 и штуцер отвода воды из бака к форсункам. На самолетах более позднего выпуска устанавливается сигнализатор уровня воды (СУВ-1), датчики расположены в баках для воды (по 1 шт.), а сигнальные лампы — на вертикальной панели левого пульта. СУВ-1 включается выключателем, расположенным рядом с сигнальными лампами. Контролируется количество воды в баках по сигнальным лампам. Если в баках по 25 л воды и более, то горят зеленые лампы, при остатке воды по 3 л и менее — горят красные лампы (при включенном СУВ-1).

Электромеханический кран 9 предназначен для включения: подачи воздуха под давлением из двигателя в бак. Когда кран выключен, он сообщает бак с атмосферой. Кран включается выключателем, расположенным на средней панели приборной доски.

юо

Рис. 43. Принципиальная схема системы впрыска воды в двигатель:

1—бак для воды; 2—двигатель; 3—заливная горловина; 4—фильтр с мерной линейкой; 5— сливной кран; 6— фильтр; 7—крышка заливной горловины; 8—электромеханизм МП-5; 9— электромеханический кран (воздушный кран); /^--обратный клапан; //—обтекатель втулки винта; 12—коллектор; 13—воздухозаборник двигателя; /4—форсунки; 15—сигнализатор давления СДУ5А-2.5; 16—сигнальная лампа

Кран перекладывается из одного крайнего положения в другое за 6... 9 с, поэтому подача воды в двигатель увеличивается постепенно, что предохраняет спрямляющие аппараты и лопатки компрессора от резкого охлаждения и коробления. При включении крана от сигнализатора давления загорается зеленая лампа над переключателем на средней панели приборной Доски.

Обратный клапан 10 предотвращает подсос воды из бака в работающий двигатель, когда система выключена, а бак заправлен водой. Он открывается при перепаде давлений на нем, равном 0,5 кгс/см2 (0,5-105 Па).

Коллектор 12 с форсунками 14 установлен в воздухозаборнике двигателя. Конус распыла перпендикулярен потоку воздуха, поступающего в двигатель.

Сигнализатор давления 15 подключен трубопроводом к коллектору. Он замыкает электроцепь зеленой лампы 16, когда давление воды или воздуха в коллекторе достигнет 2,5 кгс/см2 (2,5-105 Па).

Работа системы впрыска воды

При установке выключателя в положение «Впрыск воды в двигатели» через 6...9 с загорается зеленая лампа над выключателем, кран перекрывает канал, сообщающий бак с атмосферой, и открывает канал подачи воздуха из компрессора двигателя в бак. Воздух вытесняет воду из бака через обратный клапан, коллектор и форсунки. Вода распыляется и уносится в компрессор. Мощность двигателей увеличивается, так как температура входящего воздуха понижается и подается больше топлива.

Проверка системы впрыска воды перед полетом

Необходимость применения впрыска воды в двигатели определяется по графику при определении предельно допустимой взлетной массы самолета в зависимости от условий взлета.

Перед запуском двигателей убедиться, что в баках имеется по 30... 33 л воды и проверить плотность закрытия крышек заливных горловин. Минимальное количество воды в баках, необходимое для взлета — 25 л.'

На самолетах с установленными сигнализаторами уровня воды в баках перед заправкой баков необходимо убедиться в исправности сигнализации уровня воды, для чего включить АЗС-5 «СУВ», при этом должны гореть красные лампы сигнализации «Бак пустой». После заправки баков водой должны гореть лампы зеленые «Бак полный».

После запуска двигателей установить РУД одного двигателя в положение «взлетный режим» и включить впрыск воды в этот двигатель. Через 6...9 с загорится зеленая лампа над выключателем. Загорание этой лампы свидетельствует об открытии электромагнитного крана и наличия давления воды или воздуха в коллекторе, а не о подаче воды, поэтому контроль за работой системы необходимо осуществлять по показаниям вольтметров контроля работы системы предельной регулировки температуры (ПРТ) и указателей давления индикатора крутящего момента (ИКМ).

Если двигатель работает на взлетном режиме в зоне ограничения крутящего момента, после включения впрыска воды температура газов за турбиной может понизиться на 50... 60°С, давление по манометру ИКМ остается равным 88±? кгс/см2 [(88±i)X Х105 Па], а для двигателей АИ-24Т — 92±? кгс/см2 ((92±i)X ХЮ5 Па].

Если двигатель работает на взлетном режиме в зоне ограничения температуры газов за турбиной, после включения впрыска воды давление по манометру ИКМ возрастает на 15... 18 кгс/см2 [(15... 18)Х105 Па], но не более чем до 88±i кгс/см2 [(88±?)Х X105 Па] для двигателей АИ-24 2-й серии и для двигателей АИ-24Т — до 92±? кгс/см2 [(92 ±?) • 105 Па], а напряжение «срезки» на вольтметре контроля работы системы ПРТ снижается до нуля или до величины, близкой к нулю.

После проверки выключить систему и убрать РУД, зеленая лампа над переключателем должна погаснуть. Аналогично проверить работу системы другого двигателя.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Работа двигателя с впрыском воды с момента включения до момента выключения системы не должна превышать 15 с во избежание расхода большого количества воды.

Пользование системой впрыска воды в двигатели

При взлете с бетонной или твердой грунтовой полосы система включается перед началом разбега при работе двигателей на взлетном режиме. При взлете с мягкой или размокшей грунтовой полосы, а также с аэродромов, грунты которых имеют каменные включения (гравий, щебень), система впрыска воды включается

перед началом разбега при работе двигателей на режиме 30... 40° по УПРТ.

Для включения системы выключатели необходимо установить в положение «Впрыск воды в двигатели» (вверх). Через 6...9 с загорятся зеленые лампы над выключателями. В процессе разбега следует убедиться в нормальной работе системы впрыска воды по манометрам ИКМ и вольтметрам ПРТ.

Через 5 мин после взлета выключить систему впрыска воды» сигнальные лампы должны погаснуть. Вода вырабатывается из баков, полностью заправленных, в течение 135... 145 с. Самолет за это время набирает высоту 700... 800 м. Полная выработка воды определяется по загоранию красных ламп сигнализатора уровня воды.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ. 1. Запрещается взлет с выключенной системой и заполненными водой баками во избежание замерзания воды на высоте.

Категорически запрещается использование системы впрыска воды в двигатели при температурах наружного воздуха ниже + 15°С. Впрыск воды в двигатели при низких температурах наружного воздуха приведет к обледенению компрессора, помпажу и отказу двигателя.

Если баки заполнены водой, а система на взлете включаться не будет, то необходимо слить воду из баков, закрыть сливные краны и после первого же запуска двигателей включить систему на 5 мин для продувки горячим воздухом.

В случае отказа системы впрыска воды на взлете, хотя бы на одном двигателе и остатке воды в баке (в баках) выполнение рейса запрещается. Категорически запрещается включать систему впрыска воды в полете.

Преждевременное выключение системы может привести к неполному удалению и замерзанию остатков воды в системе на высоте, что вызовет разрушение системы.

ГЛАВА 9

ПРОТИВОПОЖАРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА

Противопожарное оборудование самолета (рис. 44) состоит из стационарной системы и двух ручных переносных огнетушителей. Стационарная система состоит из противопожарной системы самолетных отсеков и противопожарной системы двигателей.

Переносные углекислотные огнетушители предназначены для ликвидации очагов пожара в гермокабине. Они установлены по одному в переднем и заднем багажниках. Емкость одного огнетушителя 2,3 л, масса заряда —1,7 кг.

Рис. 44. Принципиальная схема противопожарной системы:

/—проходники с мембранами; 2—датчик сигнализации пожара внутри двигателя ДТБ-2А; 3—штуцеры подвода огнегасящего состава в двигатель; 4—баллоны противопожарной систе- темы двигателя; 5—датчики сигнализации пожара ДПС-1АГ; 6—штуцеры подачи огаегася- щего состава в полости подшипников компрессора н турбины; 7—баллоны UL-8M, а—оорат иые клапаны; 9—блок электромагаитных кранов (распределительных); ГО-тройники-оОрят-

ные клапаны

Противопожарная система самолетных отсеков

Самолетная система пожаротушения предназначена для обнаружения сигнализации и ликвидации пожара в отсеках левого и правого полукрыльев, где расположены топливные баки, и в отсеках гондол двигателей.

В систему входят, шт.:

огнетушители ОС-8М4

обратные клапаны2

распределительные краны4

система сигнализации пожара ССП-2А щиток пожаротушения щиток проверки системы пожаротушения распылительные коллекторы, трубопроводы и др.

Огнетушитель (ОС-8М) 7 состоит из стального баллона емкостью 8 л и ввернутой в него головки с заборной трубкой. Огнетушители установлены в хвостовой части левой гондолы. Они заряжаются огнегасящим составом, который состоит из бромистого этила, жидкой углекислоты и хлороформа. Для выброса этого состава из огнетушителя последний заряжается сжатым воздухом

до давления 85 кгс/см2 (85-ДО5 Па) при температуре наружного воздуха +20°С.

В настоящее время, огнетушители заряжаются фреоном 114В-2 и обозначаются — 0С-8МФ (УБЦ-8). Количество этих огнетушителей— 4 шт., заряжаются сжатым воздухом до давления 100± ±5 кгс/см2 [(,100±5) • 105 Па] при температуре +20°С.

Головка огнетушителя состоит из корпуса, внутри которого смонтирован затвор. На головке установлены штуцеры. В одном штуцере установлен пиропатрон, в другом — предохранительная мембрана, в третьем — ввернут манометр, к четвертому крепится трубопровод для отвода огнегасящего состава из огнетушителя в систему.

Предохранительная мембрана разрывается при увеличении давления в баллоне свыше 200 кгс/см2 (200-105 Па). Затвор огнетушителя открывается выдвигаемым штоком при взрыве пиропатрона, взрыв которого осуществляется электротоком.

Каждый огнетушитель имеет световую сигнализацию состояния пиропатрона в виде желтой лампы. Лампы расположены на щитке пожаротушения. При исправных пиропатронах желтые лампы горят. При взрыве пиропатронов лампы гаснут.

Огнетушители срабатывают в две очереди: по три огнетушителя в каждой, если они заряжены составом «3,5». Если же огнетушители заряжены фреоном, то их в каждой очереди по 2 шт.

Первая очередь может срабатывать автоматически по сигналу датчиков ДПС-1 АГ 5 или вручную при нажатии на одну из четырех ламп-кнопок, установленных на щитке пожаротушения.

Вторая очередь срабатывает только при нажатии на кнопку, расположенную под красным колпачком на щитке пожаротушения, после срабатывания первой очереди.

При посадке самолета с убранным шасси автоматически открываются все распределительные краны и срабатывают на разрядку все огнетушители стационарной противопожарной системы от концевых выключателей, установленных на нижней части фюзеляжа между шп. № 14... 15 и № 30... 31.

Обратные клапаны 8 предотвращают перетекание огнегасящего состава из огнетушителей одной очереди в другую. Они установлены возле огнетушителей ОС-8М (ОС-8МФ или УБЦ-8).

Распределительные краны 9. В каждой гондоле двигателя на задней стенке отсека основной опоры шасси установлено по одному блоку распределительных кранов.

В каждом блоке смонтировано по два крана. Блок, установленный в левой гондоле, служит для направления огнегасящего состава в отсек левого полукрыла и отсек левой гондолы двигателя, блок, установленный в правой гондоле — для подвода огнегасящего состава в отсек правого полукрыла и в отсек правой гондолы.

Все краны конструктивно одинаковы. Каждый из них состоит из клапана со штоком и пружиной и электромагнита, смонтированных в корпусе. Кран открывается электромагнитом, закрывается

пружиной. При открытии крана загорается лампа-кнопка и звучит сирена, при закрытии — лампа-кнопка гаснет, сирена выключается.

В процессе разрядки огнетушителей огнегасящий состав одновременно подводится ко всем четырем распределительным'кранам, а поступает только в тот отсек, кран которого открыт.

К))аны могут открываться автоматически по сигналу датчиков ДПС-1 АГ, вручную — при нажатии на лампу-кнопку или от концевых выключателей при посадке с убранным шасси.

На самолете Ан-24РВ световая сигнализация открытия распределительного крана- в правую гондолу выполнена раздельно двумя лампами-кнопками: одна для отсека двигателя АИ-24 «Пожар правого двигателя», а другая для отсека двигателя РУ19А-300 «Пожар РУ 19».

При загорании лампы-кнопки «Пожар правого двигателя» или «Пожар РУ 19» или загорания одновременно обеих ламп-кнопок открывается один и тот же распределительный кран и огнегасящий состав поступает в отсеки двигателей АИ-24 и РУ19А-300.

Система сигнализации пожара ССП-2А предназначена для световой и звуковой сигнализации о возникновении пожара в каком-либо самолетном отсеке;

автоматического открытия распределительного крана в горя щий отсек;

взрыва пиропатронов огнетушителей 0С-8МФ (ОС-8М) первой очереди;

открытия всех распределительных кранов и взрыва пиропатронов всех огнетушителей при посадке с убранными шасси;

ручного открытия распределительных кранов и включения огнетушителей ОС-8МФ (0С-8М) на разрядку;

проверки исправности противопожарной системы самолета.

ССП-2А состоит из 72 датчиков ДПС-1 АГ (по 18 шт. в каждом отсеке) и четырех блоков индикации БИ-2АУ (по одному блоку на каждый отсек). Блоки установлены в пассажирской кабине под потолком. Датчики в каждом отсеке разделены на 6 групп — по три штуки в каждой.

Датчик ДПС-1АГ представляет собой батарею термопар, вырабатывающих ЭДС при температуре + 150°С и нарастании ее со скоростью не менее 2 градуса/с.

От ЭДС датчиков в блоке БИ-2АУ срабатывает реле и блок подает напряжение на распределительный кран, пиропатроны огнетушителей ОС-8МФ (ОС-8М. или УБЦ-8) первой очереди и сирену. Сначала открывается распределительный кран, загорается лампа-кнопка, затем взрываются пиропатроны и гаснут три (две) желтых лампы, звучит сирена. Огнегасящий состав из огнетушителей через обратные клапаны поступает ко всем распределительным кранам одновременно и далее поступает в тот отсек, распределительный кран которого открыт.

Щитки противопожарной системы указаны на рис. 45.

a)a)nnкрылиU IDHflMкрылиU IDHflMлев.88«ат.лев.88«ат.СИГНАЛ ПОЖАРАпри отсутствии, оценили леи пожаренажми соответствующую лампу-кнопкуСИГНАЛ ПОЖАРАпри отсутствии, оценили леи пожаренажми соответствующую лампу-кнопкуVVСИГНАЛИЗАЦИЯ ОГНЕТУШИТЕЛЕЙ внутри двигателя Крыли и гондол Левого ПравоюСИГНАЛИЗАЦИЯ ОГНЕТУШИТЕЛЕЙ внутри двигателя Крыли и гондол Левого ПравоюПРОВЕРКА СИСТЕМЫ ПОЖАРОТУШЕНИЯ \ Датчики Овиг. и крыла включ датчиков } №,—ПРОВЕРКА СИСТЕМЫ ПОЖАРОТУШЕНИЯ \ Датчики Овиг. и крыла включ датчиков } №,—10-11-1210-11-1218-11-1613-14-1518-11-1613-14-154-5-64-5-6Крины 7внутр.7внутр.Крины 7внутр.7внутр.4 внутр1-2-34 внутр1-2-3

a)

a)

n

n

крыли

U IDHflM

крыли

U IDHflM

лев.

88«ат.

лев.

88«ат.

СИГНАЛ ПОЖАРАпри отсутствии, оценили леи пожаренажми соответствующую лампу-кнопку

СИГНАЛ ПОЖАРАпри отсутствии, оценили леи пожаренажми соответствующую лампу-кнопку

V

V

СИГНАЛИЗАЦИЯ ОГНЕТУШИТЕЛЕЙ внутри двигателя Крыли и гондол Левого Правою

СИГНАЛИЗАЦИЯ ОГНЕТУШИТЕЛЕЙ внутри двигателя Крыли и гондол Левого Правою

ПРОВЕРКА СИСТЕМЫ ПОЖАРОТУШЕНИЯ \ Датчики Овиг. и крыла включ датчиков } №,—

ПРОВЕРКА СИСТЕМЫ ПОЖАРОТУШЕНИЯ \ Датчики Овиг. и крыла включ датчиков } №,—

10-11-12

10-11-12

18-11-16

13-14-15

18-11-16

13-14-15

4-5-6

4-5-6

Крины 7внутр.

7внутр.

Крины 7внутр.

7внутр.

4 внутр

1-2-3

4 внутр

1-2-3

9

Рис. 45. Щитки противопожарной системы:

а—щиток пожаротушения; б—щиток проверки системы пожаротушения; /—сигнальная лампа «Пожар внутри левого двигателя»; 3—лампа-кнопка сигнализации о пожаре в отсеке левого полукрыла; 4—лампа-кнопка сигнализации о пожаре в левой гондоле двигателя; 5— лампа-кнопка сигнализации о пожаре в правой гондоле двигателя; 6—лампа-кнопка сигнализации о пожаре в отсеке правого полукрыла; 7—контрольные лампы пиропатронов огнетушителей левого двигателя; 8—контрольные лампы пиропатронов огнетушителей правого двигателя; 9—контрольные лампы пиропатронов огнетушителей ОС-8М; 10—кнопка включения огнетушителей левого двигателя; //—кнопка включения огнетушителей правого двигателя; /2—кнопка включения огнетушителей второй очереди крыла н гондол двигателей; 13— главный выключатель; 14—галетный переключатель; /5—кнопка включения датчиков

Противопожарная система двигателей

Система предназначена для обнаружения, сигнализации и ликвидации пожара внутри левого и правого двигателей АИ-24.

Противопожарная система двигателей состоит из следующих агрегатов, шт.:

огнетушителей УБШ-2-1 (ОС-2) 4

фильтров4

тройников обратных клапанов 2

тройников с дросселями _2

мембран ....4

системы сигнализации ССП-7 трубопроводов и других деталей

Контроль, управление и проверка осуществляется с тех же щитков, что и системы самолетных отсеков.

Огнетушитель УБШ-2-1 устанавливается взамен огнетушителя ОС-2. Огнетушитель УБШ-2-1 имеет два пиропатрона (ОС-2— только один), поэтому вводятся дополнительно 4 желтые лампы сигнализации исправности пиропатронов баллонов пожаротушения левого и правого двигателей. Сигнальные лампы устанавливаются на щитках флюгирования и пожаротушения.

На каждом двигателе установлено по два огнетушителя (4) УБШ-2-1 (или ОС-2). Емкость одного огнетушителя — 2 л, заря жается составом «3,5» и сжатым воздухом с давлением 85 кгс/см2 (85-105 Па) или фреоном с давлением воздуха 100±5 кгс/см2 1(<100±5) • 105 Па]. Головка, ввернутая в баллон, по конструкции аналогична головке огнетушителя 0С-8МФ (ОС-8М) или УБЦ-8. Управление электрическое. В штуцере головки каждого огнетушителя установлен фильтр, который предотвращает засорение отверстий в дросселе. Огнетушители включаются на разрядку только при нажатии на кнопку, расположенную на щитке пожаротушения.

Тройник с дросселями предназначен для понижения давления огнегасящего состава, поступающего в двигатель при разрядке огнетушителей УБШ-2-1 (ОС-2).

Мембраны установлены в трубопроводах, по которым огнегасящий состав поступает в двигатель от дросселей. Мембраны предотвращают попадание масла в дроссели.

Система сигнализации пожара ССП-7 служит для подачи светового и звукового сигналов при пожаре внутри двигателей. В систему входят четыре датчика-термоизвещателя ДТБ-2А, установленных по два в каждом двигателе, и один блок БИ-7.

При возникновении пожара внутри двигателя датчик ДТБ-2 вырабатывает ЭДС и замыкает цепь реле в блоке БИ-7. Блок подает напряжение на одну из красных ламп «Пожар внутри левого двигателя» или «Пожар внутри правого двигателя» и на сирену, соответствующая красная лампа загорается, и звучит сирена. Лампы расположены на щитке пожаротушения (рис. 45,а).

Проверка системы пожаротушения перед полетом

Перед запуском двигателей необходимо проверить систему пожаротушения.

Запитать бортсеть по постоянному току и включить АЗС на щитке АЗС.

Поставить главный выключатель 13 на щитке пожаротушения (а) в положение «Проверка» (вниз). При исправной системе желтые сигнальные лампы 7, 8, 9 на щитке должны гореть.

На щитке проверки (б) поставить галетный переключатель 14 в положение «Краны» и нажать лампу-кнопку 3, которая загорается, а желтые лампы огнетушителей первой очереди должны, гаснуть. Затем главный переключатель на щитке пожаротушения установить в выключенное положение (нейтрально), все лампы на

щитке должны погаснуть, снова установить переключатель в положение «Проверка», должны загореться только желтые лампы. Если загорится лампа-кнопка — это свидетельствует о неисправности крана.

Аналогично проверить все остальные лампы-кнопки и краны.

Установить главный переключатель на щитке пожаротушения в положение «Проверка». На щитке проверки б установить галетный переключатель в положение «1 внутр.» и нажать кнопку включения датчиков 15. Должна загореться красная лампа 1 «Пожар внутри левого двигателя» и звучать сирена. Аналогично проверяется второй датчик левого двигателя. Оба датчика правого двигателя проверяются в положениях соответственно «3 внутр.» и «4 внутр.».

Но при проверке датчиков правого двигателя загорается вторая красная лампа 2, и звучит сирена. Когда кнопка отпущена, лампа гаснет и сирена выключается.

Проверить исправность электроцепей групп датчиков ДПС-1 АГ системы ССП-2А, для чего установить галетный переключатель на проверяемую группу датчиков (1, 2, 3; 4, 5, 6; ...; 16, 17, 18), нажать кнопку 15 на щитке проверки — должны загореться все четыре лампы-кнопки и звучать сирена.

На самолете Ан-24РВ в правой гондоле сигнализация о пожаре для отсеков двигателя АИ-24 и двигателя РУ19А-300 выполнена раздельно.

На щитке пожаротушения установлено пять ламп-кнопок. Проверка ручного открытия распределительных кранов ничем не отличается от уже рассмотренной проверки.

При проверке группы датчиков с 1 по 9 после нажатия кнопки на щитке проверки загораются четыре лампы-кнопки кроме лампы-кнопки «Пожар РУ 19», и звучит сирена.

При проверке групп датчиков с 10 по 18 после нажатия кнопки 15 на щитке проверки загораются четыре лампы-кнопки, кроме лампы-кнопки «Пожар правого дв.», и звучит сирена.

На щитке пожаротушения главный переключатель после выключения установить в положение «Проверка», убедиться, что ни одна лампа-кнопка не горит, а горят только все желтые лампы, и перевести его в положение «Пожаротушение». Галетный переключатель на щитке проверки установить в положение «Краны».

Система пожаротушения готова к действию.

Действия экипажа при пожаре в полете

Обилие положения

Каждый член экипажа при обнаружении пожара на самолете должен немедленно сообщить командиру экипажа о месте и характере пожара.

Во всех случаях возникновения пожара на самолете командир экипажа обязан принимать меры к его тушению, сообщить на землю о пожаре.

При обнаружении пожара командир экипажа должен перевести самолет в режим экстренного снижения и снизиться до минимально безопасной по условиям погоды и рельефа местности высоты, на которой и следовать на ближайший аэродром для посадки.

Если после срабатывания противопожарной системы пожар не ликвидирован, командир экипажа после экстренного снижения должен произвести вынужденную посадку на ближайший аэродром или на любую пригодную площадку. .

При пожаре в кабине тушить пожар ручными огнетушителями, находящимися на борту самолета.

В случае возникновения пожара в каком-либо потребителе электроэнергии немедленно его обесточить.

В случае самопроизвольной разрядки одного или обоих огнетушителей внутрь двигателя необходимо в полете внимательно следить за количеством масла в баке и давлением масла, так как в этом случае не исключается возможность выброса масла в атмосферу. Для предотвращения появления запаха гари в кабине следует закрыть кран отбора воздуха этого двигателя.

В случае ложного срабатывания всей системы пожаротушения необходимо убедиться в отсутствии пожара на самолете, в нормальной работе двигателей (по приборам). Закрыть краны отбора воздуха обоих двигателей. Следить за количеством масла в баках, давлением масла и произвести посадку на ближайший аэродром.

Действия экипажа при пожаре в крыле или гондоледвигателя самолета Ан-24 в полете

При возникновении пожара в правом (левом) полукрыле или одной из гондол двигателей, при исправной противопожарной системе, подача огнегасящего состава из огнетушителей первой очереди в зону пожара происходит автоматически, при этом звучит сирена, загорается соответствующая лампа-кнопка и погаснут три (две) желтые сигнальные лампы.

Одновременно необходимо:

выключить автопилот (если он был включен);

зафлюгировать винт двигателя, расположенного на горящем полукрыле или в горящей гондоле двигателя, нажатием кнопки КФЛ-37, продублировав флюгирование от аварийной системы;

выключить подкачивающие топливные насосы полукрыла, на котором возник пожар;

на остановленном двигателе:

закрыть пожарный'кран;

нажать на кнопку разрядки огнетушителей внутрь двигателя;

выключить генераторы и закрыть отбор воздуха от него;

установить РУД в положение 0° по УПРТ и стопкран в положение «Закрыто».

Через 15 с после срабатывания огнетушителей первой очереди произвести проверку ликвидации пожара, для чего:

главный переключатель установить в нейтральное положение (лампа-кнопка гаснет, сирена выключается);

возвратить главный переключатель в положение «Пожаротушение». Если пожар ликвидирован (лампа-кнопка не загорается), необходимо дополнительно убедиться в этом визуально. Если лампа-кнопка вновь загорится, что свидетельствует о продолжении пожара, необходимо нажать на кнопку разрядки второй очереди огнетушителей крыла и гондол;

если лампа-кнопка повторно не загорелась (система ССП-2А не сработала), а пожар продолжается, необходимо нажать на лампу-кнопку того отсека, где продолжается пожар (открыть кран), и нажать на кнопку разрядки второй очереди огнетушителей крыла и гондол;

не ранее чем через 15 с произвести проверку ликвидации пожара по методике, указанной ранее.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Ставить главный переключатель в нейтральное положение ранее чем через 15 с после срабатывания огнетушителей запрещается, так как в этом случае созданное в трубопроводе давление не даст возможности вновь открыть электромагнитный кран.

Если пожар в полукрыле или гондоле двигателя обнаружен визуально, а датчики сигнализации не сработали, необходимо:

выключить автопилот (если он был включен);

зафлюгировать воздушный винт двигателя полукрыла или гондолы, где обнаружен пожар кнопкой КФЛ-37А и аварийным флю- гированием;

нажать на лампу-кнопку отсека, где произошел пожар, лампа- кнопка загорается и гаснут три (две) желтые лампы огнетушителей первой очереди;

выключить подкачивающие топливные насосы аварийного полукрыла и закрыть топливный пожарный кран двигателя;

нажать на кнопку разрядки огнетушителей внутрь остановленного двигателя, гаснут две желтые лампы, свидетельствуя об их разрядке;

выключить генераторы постоянного и переменного тока и закрыть кран отбора воздуха остановленного двигателя;

произвести проверку ликвидации пожара и при необходимости включить вторую очередь огнетушителей.

Действия экипажа при возникновении пожаравнутри двигателя АИ-24 в полете

При возникновении пожара внутри двигателя звучит сирена и на щитке пожаротушения загорается красная лампа «Пожар внутр, лев. дв.» или «Пожар внутр, прав. дв.». В этом случае необходимо:

выключить автопилот (если он был включен);

зафлюгировать винт горящего двигателя нажатием кнопки КФЛ-37 и продублировать флюгирование аварийной системой;

нажать на кнопку разрядки огнетушителей внутрь горящего двигателя, при этом должны погаснуть две (четыре) желтые лампы;

нажать на лампу-кнопку пожаротушения первой очереди гондолы горящего двигателя, при этом загорается лампа-кнопка, что свидетельствует об открытии распределительного крана, погаснут желтые лампы, свидетельствуя о срабатывании огнетушителей первой очереди;

выключить подкачивающие топливные насосы полукрыла аварийного двигателя;

на остановленном двигателе закрыть пожарный кран, выключить его генераторы и закрыть отбор воздуха;

произвести проверку ликвидации пожара.

Действия экипажа при пожаре в гондоле

правого двигателя АИ-24 в полете на самолете Ан-24 Р В(при работающем двигателе РУ19А-300)

При возникновении пожара в гондоле правого двигателя на щитке пожаротушения загорается лампа-кнопка «Пожар прав, дв.» или загораются обе лампы-кнопки «Пожар прав, дв.» и «Пожар РУ19», автоматически разряжаются огнетушители первой очереди и гаснут три желтые лампы, звучит сирена. В этом случае необходимо:

выключить автопилот, если он был включен;

зафлюгировать винт правого двигателя нажатием кнопки КФЛ-37, продублировать флюгирование аварийной системой, закрыть пожарный кран;

выключить двигатель РУ19 и закрыть его пожарный кран;

на самолетах с воздухозаборником, расположенным в верхней части гондолы двигателя, переключатель «Створка РУ19» установить в положение «Закрыто»;

выключить генераторы постоянного и переменного тока правого двигателя и ГС-24Б, если он был включен;

нажать кнопку разрядки огнетушителей правого двигателя, при этом погаснут две (четыре) желтые лампы разрядившихся огнетушителей;

установить РУД правого двигателя в положение 0° по УПРТ и: переключатель «Стоп-кран» в положение «Закрыто»;

закрыть отбор воздуха от правого двигателя;

проверить, ликвидирован ли пожар от первой очереди огнетун шителей. При необходимости разрядить в гондолу правого двигач теля вторую очередь огнетушителей.

При возникновении пожара в отсеке РУ19А-300 на щитке пожаротушения загорится лампа-кнопка «Пожар РУ19», автоматич 112

чески разрядятся огнетушители первой очереди, погаснут желтые лампы, будет звучать сирена. В этом случае необходимо:

выключить двигатель РУ19А-300 и закрыть его пожарный кран;

на самолетах с воздухозаборником, расположенным в верхней части гондолы двигателя, переключатель «Створка РУ19» установить в положение «Закрыто»;

выключить генератор ГС-24Б, если он был включен;

проверить, ликвидирован ли пожар (по методике указанной ранее) и при необходимости разрядить в гондолу правого двигателя вторую очередь огнетушителей.

В случае возникновения пожара в гондоле правого двигателя АИ-24 при неработающем двигателе РУ19А-300 необходимо действовать как и при пожаре в крыле или гондоле самолета Ан-24Б.

После ликвидации пожара командир корабля обязан обеспечить наблюдение за отсеком, в котором был ликвидирован пожар, на всем протяжении полета.

'Тушение пожара в отсеке турбогенератора ТГ-16

. ,на земле

В случае возникновения пожара в отсеке ТГ-16 включается сирена, загорается лампа-кнопка и гаснут желтые лампы.

Необходимо:

прекратить запуск двигателей АИ-24, а если они работали, остановить кнопкой (кнопками КФЛ-37);

остановить турбогенератор ТГ-16 нажатием кнопки «Останов ТГ-16» на пульте управления ТГ-16;

закрыть пожарные краны двигателей АИ-24 и ТГ-16;

выключить подкачивающие насосы, генераторы и ПО-750;

через 15 с после срабатывания огнетушителей первой очереди произвести проверку ликвидации пожара; при необходимости разрядить огнетушители второй очереди в гондолу правого двигателя.

Тушение пожара в отсеке двигателя РУ19А-300на земле

При возникновении пожара в отсеке двигателя РУ19А-300 загорается лампа-кнопка «Пожар РУ 19», звучит сирена и гаснут желтые лампы огнетушителей первой очереди. В этом случае необходимо:

выключить двигатель РУ19А-300, для чего перевести рычаг управления' двигателем в положение «Стоп», а при запуске двига- * теля нажать на кнопку «Прекращение запуска»;

закрыть пожарный кран двигателя РУ19А-300;

выключить двигатели АИ-24, если они работали, и закрыть их пожарные краны;

выключить подкачивающие топливные насосы; - •• -

не ранее, чем через 15 с после разрядки огнетушителей первой очереди произвести проверку ликвидации пожара. Если пожар не ликвидирован, разрядить огнетушители второй очереди. В случае продолжения пожара тушить его наземными средствами.

ГЛАВА 10

ВЫСОТНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА

Высотное оборудование самолета предназначено для создания необходимых условий нормальной жизнедеятельности экипажа и пассажиров в полете. Оно включает в себя систему кондиционирования и систему регулирования давления, работающих в одном комплексе. Эти системы обеспечивают поддержание в гермокабине необходимой температуры, давления и кратности обмена воздуха на всех режимах и высотах полета.

Воздух для вентиляции, отопления (или охлаждения) и наддува гермокабины отбирается от десятой ступени компрессора каждого двигателя АИ-24 в количестве, обеспечивающем 20 — 26- кратный обмен воздуха в кабине в течение одного часа.

СИСТЕМА КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА

На самолете имеются две одинаковые системы кондиционирования: левая и правая. Каждая из этих систем способна обеспечить кабину самолета достаточным количеством кондиционированного воздуха.

Правая и левая системы соединены между собой трубой кольцевания, в которой установлены обратные клапаны. Эти клапаны предотвращают утечку воздуха в атмосферу из исправной системы при выходе другой системы из строя, что повышает надежность работы высотной системы.

В систему кондиционирования (рис. 46) воздуха входят следующие агрегаты, шт.:

краны отбора воздуха (запорные краны)2

смесительные краны2

воздухо-воздушные радиаторы 2

краны включения турбохолодильников2

турбохолодильники 4

обратные клапаны2

распределительные краны2

и другие агрегаты

Кран отбора воздуха (запорный кран) 4 предназначен для включения, регулирования расхода воздуха и выключения подачи воздуха от компрессора двигателя в систему кондиционирования.

Кран состоит из корпуса, заслонки и реверсивного электромеханизма. Краны управляются нажимными переключателями 2/, 22, расположенными на вертикальной панели правого пульта.

Степень открытия кранов определяется по указателям расхода воздуха (УРВК), которые установлены на центральной панели приборной доски. Краны установлены под боковыми крышками капотов.

Смесительные краны 6 предназначены для регулирования температуры воздуха,.поступающего в кабину. По конструкции они аналогичны кранам отбора воздуха и управляются нажимными переключателями 24, 25 с надписью «Кондиционирование», «Тепло», «Холод». Переключатели установлены на горизонтальной панели правого пульта. Степень открытия кранов контролируется по двухстрелочному термометру, замеряющему температуру воздуха, поступающего в гермокабину.

Воздухо-воздушный радиатор (ВВР) 5 сотового типа. Он предназначен для охлаждения воздуха, поступающего в кабину. Радиатор состоит из большого количества трубок, по которым протекает охлаждаемый воздух. Между трубками продувается охлаждающий воздух. Температура охлаждаемого воздуха в радиаторе понижается с 250 до 70°С.

Краны включения турбохолодильников 7 направляют поток воздуха после радиатора в турбохолодильники для дальнейшего охлаждения или непосредственно в гермокабину. Кран состоит из корпуса, реверсивного электромеханизма и трех заслонок. Заслонки соединены тягами так, что если одна заслонка закрыта, то две другие открыты, при этом турбохолодильники выключены и наоборот. При промежуточном положении заслонок этих кранов воздух после радиаторов поступает как в турбохолодильники, так и минуя их. Оба крана управляются одним трехпозиционным переключателем, установленным рядом с переключателями кранов отбора воздуха.

Турбохолодильники 6 предназначены для дальнейшего (вторичного) охлаждения воздуха, поступающего из радиаторов в гермокабину. Они охлаждают воздух максимально на 75... 80°С. Турбохолодильник состоит из корпуса с крышкой, соплового аппарата, установленного в крышке, рабочего колеса турбины и вентилятора, жестко закрепленных на одном валу, подшипников и других деталей. Воздух в турбохолодильнике охлаждается вследствие срабатывания теплоперепада на турбине, т. е. тепловая энергия охлаждаемого потока превращается в механическую энергию, которая расходуется на вращение вентилятора и рабочего колеса турбины. Вентилятор загружает рабочее колесо турбины и обеспечивает принудительную продувку ВВР при работе системы кондиционирования на земле. Подшипники турбохолодильников смазываются специальной смазкой, заливаемой через боковые штуцеры корпуса. На нижней крышке капота каждого двигателя установлено по два турбохолодильника.

Обратные клапаны 10 лепесткового типа предотвращают утечку воздуха в атмосферу из исправной системы в случае отказа одной из них.

Распределительные краны 29 (краны переключения коробов) предназначены для направления потока воздуха в верхние или нижние распределительные короба. Они установлены под верхним зализом центроплана. Кран состоит из корпуса, реверсивного электромеханизма и двух заслонок, соединенных рычагами. Одна заслонка установлена в канале подачи воздуха в верхние короба, а другая — в нижние. При открытии одного из каналов крана другой канал закрывается. Оба крана управляются одним пеерключате- лем, расположенным рядом с переключателями смесительных кранов.

При установке переключателя в положение «На короба» (вперед) воздух, пройдя через ВВР и турбохолодильники, поступает в верхние короба, а из них в кабину. Температура воздуха в гермокабине быстро понижается. Верхние короба установлены в багажных полках пассажирской кабины. Подавать горячий воздух в них запрещается во избежание перегрева конструкции. При установке переключателя в положение «На панели» воздух поступает в нижние короба и через панели в гермокабину.

Работа системы кондиционирования

При открытых кранах отбора воздуха горячий воздух из компрессоров двигателей поступает к смесительным кранам и ВВР. Часть потока направляется в систему через смесительные краны (если они открыты), а другая часть — через ВВР. Воздух, пройдя ВВР, поступает к крану включения турбохолодильников. Если турбохолодильники выключены, воздух, минуя их, поступает в общий трубопровод, в котором смешивается с потоком воздуха, поступившим через смесительный кран и далее проходит в кабину. Если турбохолодильники включены и переключатель распределительных кранов установлен в положение «На короба», а смесительные краны закрыты, весь поток воздуха от двигателей через ВВР, турбохолодильники и распределительные краны проходит в верхние короба, а из них — в гермокабину. Если переключатель распределительных кранов установлен в положение «На панели», воздух из турбохолодильников поступает в панели (между облицовкой и теплозвукоизоляцией гермокабины), а из них в кабину.

Одновременно воздух с такой же температурой, как в пассажирскую кабину, поступает и в кабину экипажа для обдува стекол фонаря кабины экипажа и ног пилотов и радиста. К стеклам воздух проходит через открытые заслонки, рукоятки которых установлены по одной возле окон штурмана и радиста. К ногам пилотов воздух поступает через открытые заслонки, установленные в патрубках между педалями управления рулем направления и на полу возле рабочего места радиста. Количество воздуха, поступающего в кабину экипажа, может регулироваться этими заслонками.

В задний багажный отсек и гардероб воздух поступает из левого нижнего короба через регулируемую заслонку, установленную на перегородке шп. № 31, а в туалет — из левого нижнего короба по трубопроводам, проложенным под полом.

Из гермокабины воздух выходит в атмосферу через выпускные клапаны системы регулирования давления, расположенные под полом между шп. № 10... 11 и 38...39, а также через дренажные отверстия обшивки нижней части фюзеляжа. Для подогрева кабины на земле зимой и охлаждения летом между шп. № 31 ...32 справа установлен фланец для присоединения рукава наземного кондиционера.

СИСТЕМА РЕГУЛИРОВАНИЯ ДАВЛЕНИЯ ВОЗДУХАВ гермокабине

Система регулирования давления воздуха (рис. 47) обеспечивает Изменение давления воздуха в гермокабине по заданному закону, срочную разгерметизацию кабины, постоянную скорость изменения давления в гермокабине, а также предотвращает возникновение вакуума и избыточного давления в кабине выше допустимых пределов.

В систему входят следующие агрегаты, шт.:

регулятор давления 1

выпускные клапаны2

предохранительные клапаны 2

соленоидные клапаны2

указатель высоты и перепада давлений УВПД-151

кабинный вариометр ВР-101

Регулятор давления (см. рис. 47,г) предназначен для автоматического совместно с выпускными клапанами поддержания давления воздуха в гермокабине по заданному закону и скорости изменения этого давления, равной 0,18 мм рт. ст./с (24 Па/с). Он пневматически управляет двумя выпускными клапанами.

Регулятор давления состоит из корпуса и трех узлов, регулирующих избыточное и абсолютное давления, а также скорость изменения давления в кабине. Корпус перегородкой разделен на две полости Л и Б.

Полость Л постоянно сообщается с гермокабиной через калиброванное отверстие, защищенное фильтром 35, с полостью Б через отверстие, регулируемое игольчатым клапаном 26, с полостями В выпускных клапанов трубопроводами, а также с атмосферой через клапаны 30 и 32 (если они открыты), расположенные над сильфонами узлов регулирования. На корпусе установлен трехходовой кран 33 в канале, сообщающем полость Л с атмосферой. Этот кран должен быть постоянно в положении «Включен» и законтрен.

При проверке узлов ограничения избыточного давления и предохранительных клапанов трехходовой кран необходимо установить в положение «Выключено».

Для проверки узла, регулирующего избыточное давление, и работы выпускных клапанов, рукоятку трехходового крана установить в положение «Проверка регулировки».

Узел, регулирующий абсолютное давление, автоматически поддерживает абсолютное давление воздуха в гермокабине постоян- 118

^'>'>>''^»>>>'п>>)>;>>";ггг.^^'>'>>''^»>>>'п>>)>;>>";ггг.^

^'>'>>''^»>>>'п>>)>;>>";ггг.^

^'>'>>''^»>>>'п>>)>;>>";ггг.^

ным и равным 760 мм рт. ст. (Ю5 Па), с высоты, на которой устанавливается давление 760 мм рт. ст. (105 Па) до высоты, на которой избыточное давление воздуха будет равно 0,3 кгс/см2 (0,ЗХ X Ю6 Па, Я=2800 м).

Узел состоит из вакуумированного сильфона 24, пружин 23, задатчика «Начало герметизации» 22, клапана 30, установленного над этим сильфоном, прибора и других деталей. Задатчик соединен со стрелкой прибора, шкала которого отградуирована от 450 до 800 мм рт. ст.

Узел, регулирующий избыточное давление воздуха в гермокабине, автоматически поддерживает избыточное давление, равное 0,3±0,02 кгс/см2 [(0,3 ±0,02) Ю5 Па] с высоты Нт2800 м и более. Он включает в себя сильфон 21, внутренняя полость которого сообщена с атмосферой, пружины 20, клапан <32, установленный над сильфоном, задатчик «Избыточное давление» 19, прибор и другие детали. Задатчик соединен со стрелкой прибора, шкала которого отградуирована от 0 до 0,6 кгс/см2 (0,6-105 Па).

Узел, регулирующий скорость изменения давления воздуха в гермокабине, автоматически поддерживает скорость изменения давления воздуха в гермокабине, равной 0,18 мм рт. ст./с (24 Па/с), что соответствует скорости изменения «кабинной» высоты 2 м/с. Он состоит из мембраны 28, установленной в перегородке корпуса, игольчатого клапана 26, задатчика 25 и других деталей. Задатчик соединен со шкалой, расположенной в окне шкалы прибора, регулирующего абсолютное давление. Регулятор давления установлен на горизонтальной панели правого пульта.

Выпускные клапаны

Выпускные клапаны (см. рис. 47, а) под управлением агр. 2077А поддерживают заданное давление и скорость изменения давления воздуха в гермокабине, равную 0,18 мм рт. ст/с (24 Па/с). При выходе из строя агр. 2077А выпускные клапаны срабатывают (открываются) самостоятельно при увеличении избыточного давления в кабине выше 0,334±0,014 кгс/см2 [(0,334 ±0,014) • 105 Па] и вакууме более 3... 5 мм рт. ст. (400... 650 Па).

Выпускной клапан состоит из корпуса, клапана регулирования ' давления, клапана-ограничителя избыточного давления, обратного клапана <38, дыхательного клапана / с большой и малой мембранами 3, 4, пружины 2 и жесткого центра.

Полость В клапана регулирования давления сообщена с полостью А регулятора 2077А. Полость Г через жиклер с фильтром 43 постоянно сообщается с гермокабиной и может сообщаться с атмосферой через клапан регулирования давления, если он открыт.

Полость Д клапана-ограничителя избыточного давления сообщается с полостью Г и может сообщаться с атмосферой через клапан ограничителя давления, если он открыт. Полость Е постоянно- сообщена с атмосферой. Полость И между дыхательным клапаном и малой мембраной сообщается постоянно с гермокабиной. На

внешнюю поверхность большой мембраны и дыхательный клапан постоянно действует давление воздуха из кабины, а на внешнюю поверхность малой мембраны — атмосферное давление.

Выпускные клапаны установлены на клапанных коробках по одному под полом переднего и заднего багажников.

Совместная работа регулятора давления и выпускного клапана. Перед полетом необходимо убедиться, что на регуляторе давления рукоятка трехходового крана установлена в положение «Включено» и законтрена; установить задтчиками: «Избыточное давление»— давление, равное 0,3 кгс/см2 (0,3-Ю5 Па); «Начало герметизации»— давление аэродрома вылета; «Скорость изменения давления»— скорость изменения давления, равную 0,18 мм рт. ст./с, (24 Па/с.).

После взлета и перевода РУД на номинальный режим, необходимо открыть краны отбора воздуха. Давление воздуха в гермокабине увеличивается. Оно также увеличивается в полостях А и Б регулятора давления, а также в полостях В выпускных клапанов.

Когда давление в кабине станет выше заданного задатчиком -«Начало герметизации», давление повысится и в полостях А и Б регулятора, вакуумированный сильфон сожмется, клапан над ним ■откроется, и давление в полостях А регулятора и В выпускных клапанов понизится. Давлением воздуха из полости Г откроется клапан регулирования давления и сообщит эту полость с атмосферой. Давление в полости Г понижается, так как снизу на дыхательный клапан и большую мембрану действует кабинное давление, то дыхательный клапан открывается и избыток давления воздуха, свыше установленного задатчиком «Начало герметизации», из кабины стравливается в атмосферу.

Так как при открытии клапана над .вакуумированным сильфоном давление в полостях А и Б падает, то под действием пруЖины 23 и упругости сильфона 24 клапан над сильфоном вновь прикроется. Цикл работы регулятора давления и выпускных клапанов будет повторяться, и в кабине будет поддерживаться давление, равное давлению, установленному задатчиком «Начало герметизации». При дальнейшем наборе высоты вступает в работу узел, регулирующий избыточное давление.

Внутренняя полость сильфона узла избыточного давления 21 сообщена с атмосферой. Следовательно, на внутреннюю поверхность сильфона действует атмосферное давление, а на внешнюю — давление воздуха из полости А. Когда избыточное давление в кабине станет более 0,3+0.02 кгс/см2 [(0,3±0,02) • 105 Па], сильфон 21 сожмется и клапан над ним откроется.

Давление в полостях А и В упадет, дыхательный клапан агр. 2176Б откроется и избыток давления воздуха свыше 0,3 ± ±0,02 кгс/см2 стравится из кабины в атмосферу. Когда избыточное давление в кабине будет равно 0,3±0,02 кгс/см2 [(0,3+0,02) • 105 Па], сильфон 21 разожмется и закроет клапан, расположенный над ним. Узел, регулирующий абсолютное давление, свою работу прекращает. Давление в полостях А и В повысится, дыхательный

клапан прикроется, давление в кабине увеличится, и цикл повторится. Теперь узел, регулирующий избыточное давление, будет поддерживать избыточное давление в кабине, равное 0,3± ±0,02 кгс/см2.

Абсолютное давление в кабине понижается так же, как оно понижается за бортом, и становится меньшим, чем установлено задатчиком «Начало герметизации». При дальнейшем наборе высоты свыше 2800 м, узел абсолютного давления работать не будет, так как клапан, расположенный над вакуумированным сильфоном, будет постоянно закрыт.

Регулирование скорости изменения давления в кабине происходит автоматически. Полость А сообщается с полостью Б через отверстие в корпусе игольчатого клапана 26, проходное сечение которого регулируется задатчиком 25 «Скорость изменения давления».

При медленном повышении давления в полости А давление в полости Б успевает сравняться с давлением в полости А через отверстие в корпусе игольчатого клапана. При этом мембрана 28 будет находиться в равновесии и клапан 39 открываться не будет.

При резком повышении давления в кабине, а следовательно, и в полости А, мембрана прогибается вниз, так как давление в полости Б не успевает выравняться с давлением в полости А. При этом клапан 30 над мембраной открывается, часть воздуха из полости А стравливается в атмосферу и давление в ней снижается. Падает давление и в полостях В выпускных клапанов, которые открываются, стравливая часть воздуха в атмосферу.

В случае резкого понижения давления в кабине и в полости А мембрана прогнется вверх и прикроет клапан. Это произойдет потому, что давление в полости Б будет несколько выше, чем в полости А. Когда клапан закроется, давление в полостях А и В возрастет, дыхательный клапан прикроется и не допустит резкого понижения давления воздуха в гермокабине.

При экстренном снижении самолета (перепад давлений на сильфоне узла, регулирующего избыточное давление, уменьшается ниже 0,3±0,02 кгс/см2 [(0,3±0,02) • 105 Па] и клапан над этим сильфоном закрывается) давление в полости А повышается и мембрана прогибается вниз, так как давление в полости Б не успевает сравняться с давлением в полости А из-за гидравлического сопротивления игольчатого клапана. Клапан над мембраной открывается, и часть воздуха из полости А стравливается в атмосферу, препятствуя быстрому росту давления в полостях А и В. В этом случае давление в полостях А и В будет расти с такой же скоростью, как и в полости Б. Если скорость нарастания давления в полостях А и В будет больше или меньше 0,18 мм рт. ст./с (24 Па/с), то мембрана соответственно прогнется вниз или вверх, закрывая или открывая клапан, в результате чего давление в полостях А и В будет расти с одинаковой скоростью, как и в полости Б. Клапан регулирования давления и дыхательный клапан агр. 2176Б будут прикрываться, и давление в полости Г будет расти с такой же 122

скоростью, как и в полостях А, Б и В, а следовательно, с такой же скоростью будет нарастать давление в гермокабине, что соответствует скорости изменения «кабинной» высоты 2 м/с. Следовательно, скорость изменения давления в кабине зависит от величины открытия игольчатого клапана 26.

При экстренном снижении самолета возможны случаи, когда давление воздуха в кабине становится меньше атмосферного. Если разность между атмосферным давлением и давлением в кабине достигает 3...5 мм рт. ст. (400...650 Па), малая мембрана 3 выпускного клапана прогибается вверх и открывает дыхательный клапан 1. Воздух из атмосферы поступает в кабину. При этом воздух из полости Г через обратный клапан 38 стравливается б гермокабину.

В случае выхода из строя регулятора давления агр. 2077А, вступает в работу клапан-ограничитель избыточного давления выпускного клапана. При увеличении избыточного давления в кабине до 0,334 кгс/см2 (0,334 -105 Па) давлением воздуха из полостей Г и Д выпускного клапана открывается клапан-ограничитель 45 избыточного давления и сообщает полости Д и Г с атмосферой, дыхательный клапан 1 открывается.

Избыточное давление воздуха свыше 0,334 кгс/см2 (0.334Х X105 Па) из гермокабины стравливается в атмосферу.

Предохранительный клапан (см. рис. 47,в) предотвращает в кабине избыточное давление и вакуум выше допустимых пределов. Он открывается при увеличении избыточного давления в кабине в пределах 0,334±0,014 кгс/см2 [ (0,334 ±0,014) -105 Па] и вакууме свыше 3... 5 мм рт. ст. (400... 650 Па).

Предохранительный клапан состоит из корпуса, крышки 14, клапана вдоха 15, мембраны 19, пружин 11, 16 и других деталей. В клапане вдоха вмонтирован шариковый клапан 12 с седлом 13, которое закреплено на мембране. Полость Л постоянно сообщается через осевое отверстие в клапане вдоха с гермокабиной и может сообщаться с атмосферой через соленоидный клапан 7 (см. рис. 47,6) или через шариковый клапан 12. Полость К через радиальные отверстия в клапане постоянно сообщается с атмосферой. На внешнюю поверхность большой мембраны действует атмосферное давление.

Когда избыточное давление в кабине станет равным 0,334 кгс/см2 (0,334-105 Па), мембрана прогнется и седло 13 отойдет от шарикового клапана 12. Полость Л сообщится с атмосферой, давление в полости Л понизится и дыхательный клапан 15 откроется под действием давления воздуха из кабины. Избыточное давление свыше 0,334 кгс/см2 (0,334-105 Па) из кабины стравится в атмосферу.

При отрицательном перепаде давлений, когда давление в кабине на 3... 5 мм рт. ст. (400... 650 Па) меньше давления атмосферного, дыхательный клапан 15 открывается, так как давление в полости Л равно давлению в кабине, и воздух из атмосферы поступает в кабину (предотвращается смятие кабины).

Для принудительного открытия предохранительного клапана необходимо переключатель 37 (под красным колпачком) поставить в положение «Аварийный сброс давления» (вверх). При этом открывается клапан 7 и сообщает полость Л с атмосферой. Дыхательный клапан 15 откроется под действием давления воздуха кабины и сообщит кабину с атмосферой.

Предохранительные клапаны установлены по одному на клапанных коробках рядом с выпускными клапанами 2176Б.

Примечание. При выполнении капитального ремонта предохранительные клапаны снимаются. Соленоидные клапаны сообщаются с полостями «В» выпускных клапанов 2176Б. Управление аварийным сбросом давления из гермокабины осталось без изменений.

Управление системой кондиционирования воздухав жаркое время года

Перед запуском двигателей необходимо:

запитать бортсеть постоянным током;

включить все АЗС агрегатов высотного оборудования;

переключатели кранов отбора воздуха установить в положение «Закрыто» на 40... 45 с и отпустить;

переключатель турбохолодильников установить в положение «Выключено».

После запуска двигателей необходимо:

переключатели «Кондиционирование» установить в положение «Холод» на 35... 40 с и отпустить;

включить турбохолодильники;

переключатель распределительных кранов поставить в положение «На короба»;

для ускорения достижения нормальных температурных условий в гермокабине систему кондиционирования включать сразу же после запуска двигателей;

периодически нажатием на переключатели кранов отбора воздуха в положение «Открыто» довести расход воздуха до 3,5 ед по указателю расхода воздуха кабины (УРВК-1), не допуская при этом резкого повышения давления в кабине (по ВР-10 скорость изменения высоты в кабине не должна превышать 2 ... 3 м/с).

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Отбор воздуха от двигателей на наддув кабины можно производить на всех режимах работы., кроме взлетного;

после выруливания на исполнительный старт закрыть краны отбора воздуха от двигателей на кабину, не изменяя положения остальных переключателей.

После взлета и перевода двигателей на режим ниже взлетного, включить отбор воздуха периодическим нажатием на переключатели в положение «Открыто» и довести расход воздуха до максимально возможного (открыть краны полностью), не допуская при этом увеличения скорости изменения высоты в кабине бо- 124

лее 2...3 м/с no BP-10. Убедиться, что переключатель управления турбохолодильниками находится в положении «Включено». ;

В полете:' -

при' достижении температуры воздуха в пассажирской кабине 20.,.22°С установить переключатель распределительных кранов в положение «На панели». Температуру воздуха за турбохолодильниками поддерживать ±5°С, что достигается установкой переключателя турбохолодильников в положение «Выключено» (примерна на 5 с) с последующим переводом его в нейтральное положение- Расход воздуха при этом поддерживать в пределах 3... 3,5 ед. по УРВК;

при понижении температуры воздуха в кабинах ниже 20... „ ... 22° С, выключить турбохолодильники, установив расход воздуха • равным 3,5 ед., и увеличить температуру подаваемого воздуха до +20...40°С.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Выключение турбохолодильников без предварительного переключения подачи воздуха на панели не допускается из-за появления шума в пассажирской кабине; j <

дальнейшее регулирование температуры воздуха в кабинах производится переключателями смесительных кранов — кратковременными нажатиями их. в положение «Тепло» или «Холод». Если при нажатии переключателей в положение «Холод» температура в кабине понижается недостаточно (на снижении), включить турбохолодильники ;

в кабине экипажа температура воздуха дополнительно может регулироваться изменением расхода воздуха, поступающего к остеклению и на обогрев ног пилотов, путем установки заслонок в положение «Открыто» или «Закрыто».

Перед посадкой на высоте 200... 100 м выключить систему кондиционирования.

Управление системой кондиционирования воздуха в холодное время года%

Перед запуском двигателей необходимо:

включить все АЗС агрегатов высотного оборудования;

на 40...45 с переключатели кранов отбора воздуха нажать в положение «Закрыто»;

переключатель «Турбохолодильники» установить в положение «Выключено».

После запуска двигателей необходимо:

убедиться, что турбохолодильники выключены;

переключатели смесительных кранов на 35...40 с нажать в положение «Тепло»;

переключатель распределительных кранов поставить в положение «На панели»;

включить отбор воздуха и установить расход 3,5 ед., не допуская скорости изменения высоты в кабине более 3 м/с;1

переключателями смесительных кранов отрегулировать температуру воздуха, поступающего в кабину, в пределах 8О...1ОО°С. При достижении температуры воздуха в пассажирской /кабине ^О....22°С снизить температуру подаваемого воздуха до 5О...7О°С.

Примечание. Повышение температуры подаваемого воздуха более -+110°С не допускается.

На исполнительном старте выключить отбор воздуха от дви- тателей на кабину, не изменяя положения остальных переключателей.

После взлета и перевода двигателей на номинальный режим работы включить отбор воздуха от двигателей и установить расход 3,5 ед. по УРВК- Если температура воздуха в пассажирской кабине будет ниже 20°С, то необходимо повысить температуру подаваемого воздуха до 8О...1ОО°С переключателями смесительных кранов. После достижения температуры в кабине 2О...22°С уменьшить температуру подаваемого воздуха до 5О...7О°С. Температуру воздуха в кабине экипажа дополнительно регулировать заслонками обогрева ног пилотов и радиста и подачей воздуха к остеклению кабины экипажа.

Контроль за температурой в кабинах вести по термометрам, установленным на приборной доске.

Примечание. Перед включением противообледенительной системы крыла и оперения на высотах от 0 до 3 000 м отбор воздуха для системы кондиционирования уменьшить до 2 ед. по каждому УРВК.

Перед посадкой на высоте 200... 100 м выключить отбор воздуха.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ. 1. Прогрев кабины самолета на земле производить только через штуцер подключения наземного кондиционера.

При эксплуатации самолетов с верхними резиновыми рукавами запрещается подавать воздух с температурой, превышающей + 25°С в эти рукава во избежание перегрева решеток плафонов и других элементов конструкции.

Температура подаваемого воздуха в нижние жесткие короба от наземного кондиционера допускается не более -р85°С.

Эксплуатация системы кондиционирования воздухав особых условиях полета

При возникновении пожара на двигателе отбор воздуха от этого двигателя отключить.

При появлении в кабине дыма, запаха гари из панелей обогрева выключить отбор воздуха от двигателей и снизиться до высоты 3000 м.

При выходе из строя одного из двигателей и необходимости пользования противообледенительной системой отбор воздуха от работающего двигателя уменьшить до 2 ед. по УРВК-

СИСТЕМА КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА

\ С АВТОМАТИЧЕСКИМ УПРАВЛЕНИЕМ

На самолетах Ан-24 более позднего выпуска устанавливается автоматическое управление системой кондиционирования воздуха. Самолет- имеет две одинаковые системы, аналогичные по конструкции системе кондиционирования, рассмотренной ранее.

В отличие от рассмотренной системы, система кондиционирования с автоматическим управлением имеет два вентилятора, установленных на шп. № 40, которые при работе подают воздух в верхние короба. Вентиляторы управляются вручную и автоматически. Автоматическое управление осуществляется путем блокировки электроцепей вентиляторов и распределительных кранов подачи воздуха в короба или панели. Вентиляторы включаются автоматически при переключении распределительных кранов на панели и выключаются при включении на верхние короба. Для автоматической работы системы индивидуальной вентиляции переключатель на вертикальной панели правого пульта необходимо установить в положение «Включено». В верхних коробах имеются насадки индивидуальной вентиляции. Если все насадки закрыты, воздух поступает в кабину через разгрузочные клапаны и решетки на коробах багажных полок.

Краны отбора воздуха конструктивно аналогичны ранее рассмотренным, могут управляться вручную или автоматически с помощью четырехпозиционных переключателей, расположенных на вертикальной панели правого пульта. При управлении вручную переключатели нажимаются в положение «Открыто», «Закрыто», а при автоматическом управлении устанавливаются в положение «Автомат». Степень открытия кранов определяется по указателям расходомеров воздуха УРВК-18 (цена единицы шкалы УРВК-18 составляет примерно 160 кг воздуха в час). На горизонтальной панели правого пульта установлен задатчик температуры, который с помощью датчиков и блоков автоматически управляет смеситель ными кранами.

Смесительные краны могут управляться автоматически или вручную. Кран состоит из корпуса, в котором с помощью электромеханизма вращается сферическая заслонка. Корпус крана имеет три входных канала, к одному из них подается горячий воздух от компрессора двигателя, ко второму — теплый воздух от воздуховоздушного радиатора и к третьему — холодный воздух от турбохолодильников. Крышка крана имеет общий выходной канал. Заслонка крана имеет отверстие, открывающее полностью один или частично два входных канала так, что проходное сечение остается почти постоянным.

Ручное управление регулированием температуры воздуха, поступающего в кабину, осуществляется при установке переключателя «Автомат — Ручное» в положение «Ручное». Переключателями «Тепло — Холод» левой и правой систем, установленными на горизонтальной панели правого пульта, управляются смесительные

краны вручную, и температура подаваемого воздуха в каждой из систем регулируется раздельно. При автоматическом управлении смесительными кранами переключатель «Автомат — Ручной» должен быть установлен в положение «Автомат».1

В системе кондиционирования с автоматическим управлением краны включения турбохолодильников отсутствуют, т^рбохоло- дильники включаются смесительными кранами. Распределительные краны также управляются автоматически, поэтому переключателей «Турбохолодильники» и «Короба — Панели» в этой системе нет.

Температура подаваемого воздуха автоматически ограничивается в пределах + 2... 110°С.

Перед запуском двигателей правому пилоту убедиться, что:

все АЗС системы включены;

-г краны отбора воздуха закрыты (нажать переключатели в положение «Закрыто» на 30... 40 с);

; переключатель управления системой регулирования температуры воздуха кабины установлен в положение «Автомат»;

задатчик температуры воздуха кабины установлен на температуру 18...22°С;

краны подачи воздуха на остекление в кабине экипажа закрыты, на обогрев ног — открыты.

После запуска двигателей необходимо:

периодическими нажатиями на переключатели кранов отбора воздуха в положение «Открыто» довести расход воздуха через каждую систему до 3,5...4,5 ед. по УРВК, после чего переключатели установить в положение «Автомат»;

при необходимости разрешается открыть подачу воздуха на остекление (при открытых кранах подачи воздуха к ногам);

перед взлетом на исполнительном старте выключить отбор воздуха от двигателей (стрелка УРВК устанавливается левее 1);

после взлета и перевода двигателей на режим ниже взлетного короткими импульсами открыть краны отбора воздуха, довести расход воздуха через каждую систему до 3,5... 4,5 ед. по УРВК, не допуская увеличения скорости изменения высоты в кабине более 2...3 м/с, после чего переключатели кранов отбора воздуха установить в положение «Автомат».

В полете:

расход воздуха по УРВК должен автоматически поддерживаться постоянным в пределах 3,5... 4,5 ед. Допускаются кратковременные отклонения расхода по Гед. от указанных величин;

температура подаваемого воздуха по указателю 2ТУЭ-1 не должна выходить за пределы +110 и +2°С;

установившееся значение температуры воздуха в кабинах должно составлять 18...22°Спо указателям термометров ТВ-1 и ТВ-45.

Примечания. 1. Регулирование температуры воздуха в кабине экипажа может производиться с помощью кранов подачи воздуха на остекление кабины и заслонок обогрева ног пилотов и радиста.

Переключение подачи воздуха в короба или панели происходит автоматически, при температуре в кабине выше 25°С — в верхние короба, при температуре^ кабине ниже 25°С — в панели.

При отказе системы автоматического регулирования весовой подачи воздуха, когда самопроизвольно расход воздуха уходит за пределы\3,5...4,5 ед. по УРВК, необходимо переключатели кранов отбора воздуха установить в нейтральное положение, и вручную нажатиями переключателей в положение «Открыто» или «Закрыто» поДдерживать расход через каждую систему 3,5...4,5 ед. по УРВК. \

При отказе системы автоматического регулирования температуры воздуха в кабине перейти на ручное управление температурным режимом, установив переключатель регулирования температуры в положение «Ручное».

Температуру воздуха в кабинах поддерживать в пределах 18...22°С по термометрам TB-il и ТВ-45, расход воздуха — в пределах 3,5... 4,5 ед. по УРВК.

Перед включением противообледенительной системы крыла и оперения на высотах от 0 до 3000 м перейти на ручное управление отбором воздуха для системы кондиционирования, уменьшить расход до 2,5 ед. по каждому УРВК (для самолетов с ручным управлением системы кондиционирования — до 2 ед.).

После выхода из зоны обледенения и выключения противообледенительной системы перейти на автоматическое управление расходом подаваемого воздуха.

При отказе одного двигателя перейти на ручное управление расходом подаваемого воздуха и температурным режимом.

Управление системой регулирования давления воздухав гермокабине

метр показывает «Подъем», при этом 1^ набора равна (0,6 ... 0,75)

Vv самолетного вариометра./

«Высота в кабине» зависит от высоты полета и должна соответствовать значениям, указанным в таблице:/

Высота полета, км

4,2

4,5

4,8

5,1

5,4

5,7

6,0

6,6

/,2

7,8

Высота в кабине, м

1040

1260

1470

1680

1880

2100

2300

2700/ ।

^3090

3475

Перед снижением самолета задатчик «Начало герметизации» агр. 2077А установить на давление, равное давлению аэродрома посадки.

После посадки, если в кабине имеется избыточное давление по УВПД-15, включить аварийный сброс давления или открыть форточку фонаря.

Эксплуатация системы регулирования давленияв особых условиях полета

При уменьшении избыточного давления в кабине, проявляющемся с самого начала набора высоты, проверить наличие подачи воздуха в кабину, закрытие дверей, люков и форточек. Если утечку воздуха устранить невозможно, произвести посадку на аэродром взлета или снизиться до высоты 3000 м по указанию руководителя полетов.

При разгерметизации кабины на высотах более 3500 м, сопровождаемой подачей звукового и светового (загоранием сигнальной лампы «Пользуйся кислородом») сигналов, подтверждаемых показаниями приборов УВПД-15 и ВР-10, произвести экстренное снижение до безопасной высоты. Подачу воздуха от двигателей не выключать.

В случае перенаддува гермокабины — повышения избыточного давления по УВПД-45, до 0,345 кгс/см2 (О,345-'1О5 Па) при одновременном уменьшении кабинной высоты и показаний кабинного вариометра на «Спуск» — немедленно выключить подачу воздуха от двигателей и произвести снижение самолета до безопасной высоты. При появлении обратного перепада между давлениями в кабине и атмосфере в процессе снижения, кратковременно включить подачу воздуха в кабину.

При отказе УВПД-15 — отсутствии правильных показаний либо по шкале перепада давлений, либо по шкале высоты в кабине— контроль режима давления осуществлять по исправной части прибора УВПД-15.

При вынужденной посадке самолета вне аэродрома необходимо выключить подачу воздуха от двигателей и разгерметизировать кабину на высоте полета 1500 м над предполагаемой высотой места посадки.

\ ГЛАВА 11

\ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ УСТРОЙСТВА

\ САМОЛЕТА

Для ^защиты от обледенения в полете самолет оснащен воздушно-тепловыми (рис. 48) и электротепловыми противообледенительными устройствами.

Горячим воздухом от компрессоров двигателей обогреваются носки крыла, стабилизатора, киля, воздухозаборники двигателей, маслорадиаторов, воздухо-воздушных радиаторов, лопатки входного направляющего аппарата (ВНА) двигателей и воздухозаборник РУ19А-300.

Электротепловой нагрев переменным током 115В 400 Гц применяется для защиты от обледенения лобовых стекол кабины пилотов, воздушных винтов и обтекателей втулок воздушных винтов. ППД-1, приемники статического давления, ПВД-7 обогреваются постоянным током 28,5 В.

Воздушно-тепловая противообледенительная системакрыла и оперения

В этой системе применен микроэжекторнь!й способ распределения тепла с циркуляцией отработанного воздуха, обеспечивающий равномерный обогрев носков крыла и оперения по размаху, достаточно высокую температуру передних кромок и экономное расходование горячего воздуха. Горячий воздух отбирается от десятых ступеней компрессоров двигателей.

В систему входят следующие агрегаты: температурные шаровые компенсаторы, комплект2

краны отбора воздуха, шт' 2

дросселирующие шайбы (вместо агр. 644В), шт2

обратные клапаны, шт2

трубопроводы с гофрированными компенсаторами и микроэжекторы, комплект 1

Температурные компенсаторы шаровые7игофрированные//

предотвращают деформацию и разрушение трубопроводовприих

температурном расширении, а также при тряске двигателей.

Краны отбора воздуха 8 по конструкции аналогичны кранам отбора воздуха для высотного оборудования. Они установлены в гондолах двигателей за противопожарными перегородками двигателей. Оба крана управляются одним выключателем «Крыло и оперение», расположенным на правой панели приборной доски. Выключатель имеет только два положения: «Обогрев» (вверх) и «Выключено» (вниз). При открытых кранах горят крайние зеленые лампы «Крыло и оперение», расположенные над выключателями. Для более надежной работы устанавливаются спаренные выключатели, каждый выключатель автономной электроцепью связан со своим краном.

Рис. 48. Принципиальная схема противообледенительной системы:Рис. 48. Принципиальная схема противообледенительной системы:£“Ж№£^ванные компенсаторы; /5-каналы гофра; М-микр?9жек"орХ £уб« гофрнр°-£“Ж№£^ванные компенсаторы; /5-каналы гофра; М-микр?9жек"орХ £уб« гофрнр°-

Рис. 48. Принципиальная схема противообледенительной системы:

Рис. 48. Принципиальная схема противообледенительной системы:

£“Ж№£^

ванные компенсаторы; /5-каналы гофра; М-микр?9жек"орХ £уб« гофрнр°-

£“Ж№£^

ванные компенсаторы; /5-каналы гофра; М-микр?9жек"орХ £уб« гофрнр°-

Дросселирующие шайбы устанавливаются в трубопроводы взамен регуляторов абсолютного давления 9. Установка дросселирующих шайб улучшает работу противообледенительной системы крыла и оперения. Расход горячего воздуха остается неизменным.

Обратные клапаны 10 предотвращают утечку воздуха в атмосферу при неисправности одного из двигателей.

Трубопроводы с микроэжекторами 13 обеспечивают равномерное распределение тепла по всей длине носков крыла и оперения.

Работа воздушно-тепловой противообледенительнойсистемы крыла и оперения

Горячий воздух от десятых ступеней компрессоров обоих двигателей поступает к кранам отбора воздуха. При открытии кранов горячий воздух поступает в систему, большая часть воздуха направляется в микроэжекторные трубы крыла, меньшая часть — в противообледенительную систему оперения.

В носках крыла и оперения расположена смесительная камера, в которую введены микроэжекторы. Горячий воздух после выхода из микроэжекторных труб смешивается с воздухом, подсасывающимся из полости носка, и поступает на обогрев обшивки. Воздух, отдавший свое тепло, выходит в полость носка крыла (оперения) частично вновь эжектируется, а основной поток поступает вдоль переднего лонжерона и выходит в атмосферу через отверстия в за- концовках крыла и оперения.

Воздушно-тепловая противообледенительная система ВНАи воздухозаборников двигателей

В систему входят, шт.:

краны отбора воздуха2

сигнализаторы давления2

другие детали

Устройство и работа противообледенительной системы ВНАи воздухозаборников двигателей

Краны отбора воздуха 4 для противообледенительной системы ВНА по конструкции аналогичны кранам отбора воздуха для системы кондиционирования. Управляются они трехпозиционными переключателями, расположенными на правой панели приборной доски. Среднее положение переключателей — «Отключено», вверх — «Открыто», вниз — «Закрыто».

Когда краны отбора воздуха открыты при работающих двигателях, сигнализаторы давления 2 срабатывают и загораются зеленые лампы «ВНА лев. двиг.», «ВНА прав, двиг.», расположенные на правой панели приборной доски. При этом горячий воздух от двигателей поступает в ВНА двигателей и в кольцевую камеру воздухозаборников.

Отдав тепло носкам воздухозаборников, воздух поступает под капоты двигателей и далее в атмосферу.

Чтобы закрыть краны, необходимо установить переключатели в положение «Закрыто» и через 1...2 мин после погасания сигнальных ламп ВНА— в положение «Выключено». Краны перекладываются из положения «Закрыто» в положение «Открыто» и наоборот за 40 с.

На самолетах более позднего выпуска вместо трехпозиционных переключателей установлены двухпозиционные выключатели противообледенительной системы ВНА.

На самолетах Ан-24РВ носок воздухозаборника РУ19А-300 обогревается горячим воздухом, поступающим из противообледенительной системы крыла и оперения.

Проверка противообледенительных устройствперед полетом

До запуска двигателей необходимо:

запитать бортсеть по переменному и постоянному току;

включить АЗС-2, АЗР-6, АЗР-15 на щитке у радиста;

переключатель «Винт» поставить в положение «Основная система» на 5... 10 с — должны загореться красные лампы «Облед. лев. двиг.» и «Облед. прав, двиг.», следовательно, сигнализаторы СО-4А исправны. Переключатель «Винт» установить в нейтральное положение, лампы должны погаснуть;

проверить исправность сигнализатора обледенения планера РИО-2 (РИО-3), установив его переключатель в положение «Контроль». При исправном обогреве штыря сигнализатора должна загореться сигнальная лампа «Контроль РИО»;

проверить обогрев ППД-1, приемников статического давления, ПВД-7 по сигнальным лампам.

ЕДУПРЕЖДЕНИЯ. 1. Перед запуском двигателей необходимо убедиться в отсутствии льда на поверхности самолета;

Категорически запрещается взлет, если на поверхности самолета имеются отложения льда, снега или инея.

После запуска двигателей на режиме 0,4 номинала (22±2° по УПРТ) необходимо следующее.

Включить обогрев крыла и оперения на время не более 1,5 мин — должны загореться две зеленые лампы «Крыло и опер.» Выключить обогрев крыла и оперения, лампы должны погаснуть.

Убедиться, что ГО16ПЧ8 № 1 включен и выдает напряжение 1(15 В. Переключатель «Винт» установить в положение «Авар, система» на время не более 1 мин. При исправной системе обогрева винтов должны загореться лампочки (горят поочередно по 24 с каждая) с надписями «Винт лев.», «Винт прав.». Амперметр ГО16ПЧ8 № 1 должен увеличить свои показания на 60...65 А. После проверки системы переключатель «Винт» перевести в положение «Основная система» для отработки программного механиз-

ма, а затем через 2 ... 3 мин (когда погаснут сигнальные лампы) поставить в нейтральное положение.

Проверить обогрев ВНА и воздухозаборников двигателей, для чего:

убедиться, что на щите АЗС включены АЗС-2 с надписью «Обогрев ВНА лев. дв.» и «Обогрев ВНА прав, дв.»;

поставить трехпозиционные переключатели «Обогрев ВНА» в положение «Открыто», а на самолетах более позднего выпуска включить выключатели «Обогрев ВНА», при этом должны загораться (через 40 с) лампы «ВНА лев.» и «ВНА прав.»;

поставить трехпозиционные переключатели «Обогрев ВНА» в положение «Закрыто», лампы сигнализации должны погаснуть. Спустя 1 ... 2 мин, после этого трехпозиционные переключатели поставить в положение «Отключено». На самолетах более позднего выпуска выключатели «Обогрев ВНА» установить в положение «Выключено».

При включенном ГО16ПЧ8 № 1 включить обогрев стекол и через форточки проверить их нагрев (на ощупь рукой). Для самолетов, оборудованных двухступенчатым обогревом стекол, проверку производить, включая обогрев на режим «Ослабл.»

Управление противообледенительными устройствамив полете

Если взлет производится в условиях обледенения или при температуре наружного воздуха на земле +5°С и ниже, при наличии облачности, тумана, снегопада, дождя, мороси, то обогрев ВНА и воздухозаборников двигателей следует включать сразу после запуска двигателей и выхода их на режим малого газа, а воздушных винтов — на рулении, не ранее чем за 10 мин до взлета, электрообогрев стекол —на рулении, ПОС крыла и оперения — после взлета и перевода двигателей на номинальный режим независимо от наличия или отсутствия обледенения.

Обогрев крыла и оперения разрешается включать при наборе высоты только после перевода двигателей на режим ниже взлетного. Все полеты в условиях обледенения нобходимо производить с постоянно включенными противообледенителями ВНА и воздухозаборников двигателей, воздушных винтов и стекол. Противообледенительная система крыла и оперения должна работать непрерывно или периодически в зависимости от интенсивности обледенения и этана полета.

При полете на эшелоне в условиях обледенения большой интенсивности обогрев крыла и оперения следует включать периодически на 3...4 мин через каждые 8... 10 мин, что предотвращает образование льда на необогреваемой части крыла и оперения. Сброс льда контролировать визуально.

Набор высоты до выхода из зоны обледенения производить с постоянно включенными противообледенителями самолета и двигателей, независимо от интенсивности обледенения.

При снижении в условиях обледенения противообледенители крыла и оперения независимо от интенсивности обледенения должны работать непрерывно.

Во всех случаях фактического или прогнозируемого обледенения, а также при температуре наружного воздуха в пункте посадки ниже + 10°С противообледенительную систему крыла и оперения включать перед началом снижения с эшелона.

Все противообледенители самолета и двигателей включать перед входом в облачность, туман, снегопад, дождь или морось при температуре наружного воздуха + 5°С и ниже. Выключать их после выхода из зоны обледенения при полной уверенности, что лед с самолета сброшен.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ. 1. Экипаж обязан немедленно выйти из зоны обледенения в случаях:

при попадании самолета в обледенение при температуре ниже —20°С;

при отказе противообледенительной системы, а также при отказе одного двигателя.

2. Посадку (по возможности1) произвести на аэродром, где отсутствует обледенение (при отказе противообледенительной системы).

На самолетах, оборудованных двухступенчатым обогревом стекол, включать электрообогрев на режим «Ослабл.» перед взлетом на все время полета независимо от метеоусловий. При попадании в обледенение включать режим «Интенсивн.» а при выходе — снова режим «Ослабл.».

В связи с ненадежной работой СО-4А установка переключателя «Винт» в положение «Основная система» не обеспечивает своевременного и надежного включения противообледенителей воздушных винтов. В условиях полета в зоне обледенения переключатель «Винт» устанавливать только в положение «Авар, система».

Включение противообледенителей системы самолета и двигателей вызывает падение мощности двигателей (на 5... 10 кгс/см2 [(5... 10) -10s Па] по ИКМ) и уменьшение скорости полета по прибору на 10...20 км/ч при постоянном режиме работы двигателей.

Степень обледенения самолета определяется по частоте загорания лампы «Обледенение самолета», чем интенсивнее обледенение, тем чаще мигает лампа. Признаками интенсивного обледенения являются: быстрое нарастание льда на стеклоочистителях и центральном лобовом стекле, а также частые удары кусков льда по обшивке фюзеляжа, срывающихся с лопастей воздушных винтов.

В случае появления льда на воздухозаборниках двигателей из- за неисправности обогрева ВНА или ее невключения следует произвести посадку на ближайший аэродром, не включая обогрев ВНА и воздухозаборников, так как сброс льда во входной канал двигателя может вызвать повреждения и останов двигателя.

При заходе на посадку в условиях обледенения до третьего разворота (или на расчетном удалении до четвертого разворота при посадке с прямой) экипаж должен убедиться в отсутствии льда на крыле и стабилизаторе через окно в хвостовой части фюзеляжа, используя в ночное время фару.

При наличии льда на несущих поверхностях самолета, а также в случаях, когда невозможно убедиться в его отсутствии, заход на посадку и посадку производить с закрылками, отклоненными на - угол 10°. При этом нельзя допускать резкого пилотирования и создания значительных перегрузок (планирование на скорости 250 ... 270 км/ч, приземление — на скорости 220... 240 км/ч).

Примечания. 1. При включении противообледенительной системы кры- ' ла и оперения на высотах ниже 3000 м расход воздуха на систему кондиционирования нужно уменьшить до 2 ед. по каждому УРВК, а на самолетах с автоматическим управлением системы кондиционирования — до 2,5 ед. по каждому УРВК.

2. При одномоторном, полете разрешается использовать взлетный режим двигателя при включенных противообледенителях крыла и оперения (практический потолок самолета при этом составляет около 2000 м).

Во избежание возникновения отрицательной тяги при заходе на посадку с включенной противообледенительной системой самолета полетный малый газ необходимо увеличить на 4° по УПРТ по сравнению с тем значением, которое устанавливается в зависимости от температуры наружного воздуха.

Противообледенители следует выключать:,.'-..

крыла и оперения — после принятия решения на посадку при пролете высоты принятия решения;

обогрев стекол, воздушных винтов и сигнализаторов обледенения РИО-2 (РИО-3), СО-4А и обогрев ППД-1, приемников статического давления, ПВД-7 — на рулении;

ВНА и воздухозаборников двигателей — после заруливания на стоянку, перед остановкой двигателей.

При уходе на второй круг с включенной противообледенительной системой самолета и двигателей разрешается использовать взлетный режим работы двигателей.

С целью повышения надежности противообледенительной системы выполняется комплекс доработок системы ПОС на всех самолетах Ан-24 (Б, РВ);

заменяются радиоизотопные индикаторы обледенения РИО-2А и РИО-2М на более надежный индикатор РИО-3;

устанавливаются спаренные переключатели кранов отбора воздуха на ПОС крыла и оперения, каждым переключателем управляется свой кран. При этом питание электромеханизмов обоих кранов подключается на аварийную шину;

вводится контроль исправности ламп сигнализации открытого положения кранов отбора воздуха;

устанавливается второй комплект радиоизотопного сигнализатора РИО-3 с целью дублирования сигнала обледенения;

вводится автоматическое включение кранов отбора воздуха в ПОС от левого и правого двигателей;.-?.*•

г* "

устанавливается на левой панели приборной доски красная лампа «ПОС не включен», сигнализирующая о закрытом положении любого из кранов (МП-5И) отбора воздуха на обогрев ВНА и об отсутствии давления в магистрали ВНА любого из двигателей.

Режим работы сигнальной лампы прерывистый.

Предусмотрена установка визуального указателя обледенения ВУО-1 (бортового сигнализатора-интенсиметра обледенения).

Для обеспечения запуска двигатели ТГ-16 или РУ 19 могут обогреваться горячим воздухом, забираемым от десятой ступени компрессора правого двигателя.

Каждая система обогрева состоит из крана отбора -воздуха, трубопровода и коллектора с большим количеством мелких отверстий. Кран управляется выключателем, расположенным на горизонтальной панели правого пульта. Когда кран открыт, загорается зеленая лампа, расположенная впереди переключателя.

ГЛАВА 12

БЫТОВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

Кабина экипажа облицована жесткими съемными панелями, обтянутыми павинолом с подслоем поропласта. Кабина экипажа и пассажирская кабина от вспомогательных помещений отделены перегородками, изготовленными из перфорированного пенопластового наполнителя, оклеенного с двух сторон фанерой.

Передний багажник имеет две полки, изготовленные из стеклотекстолита. Багажники, гардероб и борта вестибюля облицованы фанерой, оклеенной текстовинитом. Пол вестибюля изготовлен из фанерных панелей, оклеенных автобимом.

В комплект оборудования буфета входят: стол, два стандартных контейнера, ящик для отходов, мойка и термос. Для хранения медикаментов на шп. № 31 установлена аптечка. В комплект оборудования туалета входят: унитаз, туалетный столик, умывальник с краном, два зеркала, плафон освещения, контейнер для использованной бумаги и пакетов, мыльница, щеткодержатель, крючки для полотенца, кнопка для вызова бортпроводника и кнопка для смыва унитаза. Пол туалета покрыт линолеумом.

Система водоснабжения и канализации

Система (рис. 49) предназначена для подачи воды к умывальнику туалета, мойке буфета, отвода сточной воды из умывальника и мойки, для смыва унитаза. Система состоит из бака / для воды, раковины 14 умывальника, крана 15 умывальника с педалью 18 управления, раковины 26 мойки, крана 27 мойки, унитаза И, трубопроводов, водозаправочной и сливной панелей.

Водяной бак емкостью 25 л сварен из листов коррозионно-стойкой стали. Для осмотра и очистки в его верхней части имеется люк 138

Рис. 49. Принципиальная схема водоснабжения и канализации:

/—бак для воды; 2—клапан; 3—дренажная труба; 4—труба .понижения уровня; 5—труба подачи воды в мойку и умывальник; 6—труба заправки бака водой; 7—сигнальная труба; 8— вентиляционная труба; 9—обратный клапан; 10—кнопка включения насоса ЭЦН-104; 11— унитаз; 12— фильтр унитаза; 13—обратный клапач; 14—раковина умывальника: 15— кран умывальника; 16'—1труба ускоренного слива воды нз бака; 17—насос ЭЦН-104; 18—педаль управления краном умывальника; 19—штуцер промывки фильтра и насоса; 20—сливной клапан; 21—кнопка включения насоса ЭЦН-104 при промывке бака; 22—штуцер промывки и заправки бака хнмжидкостью; 23—штуцер заправки бака водой; 24—приемник утечек; 25- трубопроводы обогрева; 26—раковина мойки; 27—кран мойки

с крышкой. На передней стенке бака установлен поплавковый указатель для определения количества воды в баке. Бак установлен над буфетом. Вода из него к умывальнику и мойке буфета подается самотеком. В баке установлена труба для понижения уровня воды и сигнальная труба, внутри которой находится заправочная труба. На конце сигнальной трубы установлен клапан, автоматически закрывающий водозаправочную и сигнальную трубу после заправки бака.

В верхнюю стенку бака вварен штуцер дренажной трубы. В днище бака вварена труба для слива воды. Заправка бака водой осуществляется через штуцер водозаправочной панели. Заправка бака заканчивается после обильного истечения воды из сигнальной трубы, выведенной за правый борт фюзеляжа. Максимально допустимое давление при заправке водяного бака 1 кгс/см2 (105Па).

Вода к умывальнику подается нажатием педали управления краном, расположенной на полу у туалетного столика. В корпусе этого крана установлен еще и кран для ускоренного слива воды из водяного бака в бак унитаза. Для открытия этого крана под раковиной умывальника установлен вентиль. Вода из мойки и умывальника сливается в унитаз.

Унитаз состоит из бака, чашки с клапаном, фильтров грубой и тонкой очистки, клапана для промывки фильтров и насосов, сливного клапана, клапана для промывки бака унитаза и заправки бака, насоса ЭЦН-104 и кнопок его включения.

Водозаправочная и сливная панели обогреваются горячим воздухом из системы кондиционирования.

В бак унитаза заливается химжидкость СТ-2 в количестве 6... ...8 л. Заправляется через штуцер на заправочной панели. При просачивании жидкости через манжеты ЭЦН-104, она сливается в приемник утечек, установленный под полом пассажирской кабины между шп. № 30... 31. /

Для подхода к ЭЦН-104 в нижней части перегородки туалета по шп. № 34 имеется люк.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ. 1. Заправлять водяной бак только после опорожнения бака унитаза.

Запрещается производить дозаправку водяного бака в промежуточных аэропортах, если не производится слив из бака унитаза во избежание переполнения бака унитаза.

Очищать бак унитаза зимой сразу после высадки пассажиров во избежание его размораживания.

Если после заправки санузла зимой вылет самолета откладывается, необходимо слить химжидкость. Температура ее замерзания минус ГС.

Необходимость промывки фильтра устанавливается согласно действующему регламенту технического обслуживания самолета, а также при ухудшении смыва чаши унитаза.

Стр.Стр.

Стр.

Стр.

Глава1.Основные данные самолета . 3

Основные данные самолетаАн-243

Основные данные самолета Ан-24РВ 5

Глава2.Планер самолета 6

Фюзеляж 6

Крыло . 10

^ *Оперение .14

Гл а в а3.Управление самолетом15

Пульт управления рулями и элеронами15

Управление рулем высоты16

Управление элеронами17

Управление рулем направления 19

Управление сервокомпенсаторами элеронов22

Управление триммером элерона22

Управление триммерами руля высоты22

Управление закрылками (механическаячасть) . ...23

Управление стояночным тормозом25

Управление двигателя25

Система стопорения рулей и элеронов26

Глава4.Шасси самолета 28

Основные опоры шасси28

Передняя опора шасси35

Сигнализация шасси40

Глава5.Гидравлическая система самолета41

Сеть наддува гидробака Л41

Сеть источников давления основной гидросистемы ...45

Сеть источников давления аварийной гидросистемы..50

Сеть управления поворотом колес передней опоры..52

Сеть уборки — выпуска шасси56

Сеть уборки — выпуска закрылков61

Сеть торможения колес основных опор шасси . ...66

Сеть привода стеклоочистителей74

Сеть аварийного гидрофлюгирования воздушных винтов и останова двигателей75

Глава 6. Топливная система самолета78

Система питания топливом двигателей АИ-24 . . ..78

Система централизованной заправки самолета топливом 84

Заправка топливом через заливные горловины баков ..88

Слив топлива из баков самолета88

Глава 7. Маслосистема самолета92

97999799Подвеска двигателейПодвеска двигателейГлава 8. Размещение двигателей на самолете. Гоидола двигатели .

97

99

97

99

Подвеска двигателей

Подвеска двигателей

\ЛЛ»А

Стр.

Система выхлопа газа99

Система впрыска воды во входные тракты двигателей АИ-24 самолета Ан-24Б100

Глава9. Противопожарное оборудование самолета103

Глава10.Высотиое оборудование самолета114

Система кондиционирования воздуха 114

Система регулирования давления воздуха в гермокабине 118

Система кондиционирования воздуха с автоматическим управлением127

ГлаваII.Противообледенительные устройства самолета131

Глава12.Бытовое оборудование138

t

Яков Никифорович Задорожный, Петц Нилович Мамошин

КОНСТРУКЦИЯ И ЛЕТНАЯ ЭКСПЛ ДИЯ САМОЛЕТА Ан-24

Редактор В. Г. Гатагогу

Корректор Л. Е. ХохловаКорректор Л. Е. ХохловаТехнический редактор Т. С. Старых, Н. В. Фатхутдиновк

Корректор Л. Е. Хохлова

Корректор Л. Е. Хохлова

Сдано в набор 24.03.80.Формат 60х90'/и Печать высокая Тираж 12 000 экз.Сдано в набор 24.03.80.Формат 60х90'/и Печать высокая Тираж 12 000 экз.Подписано в печать 12.06.80.Т-08391

Сдано в набор 24.03.80.

Формат 60х90'/и Печать высокая Тираж 12 000 экз.

Сдано в набор 24.03.80.

Формат 60х90'/и Печать высокая Тираж 12 000 экз.

Бумага типографская №2.Гарнитура литературная

Усл. печ. л. 9,0.Уч.-изд. л. 10,35.

Заказ 320.Цена 35 к.

Издательство «Машиностроение*, 107076, Москва, Б-76, Стромынский пер., 4.

Московская типография № 8 Союзполиграфпромапри Государственном комитете СССРпо делам издательств полиграфии и книжной торговли.Хохловский пер., 7.

2. При наборе высоты после включения подачи воздуха в кабину показания приборов УВПД-15 должны быть следующие:

«Перепад давлений» плавно растет до 0,3 кгс/см2 (0,3-105 Па);

«Высота в кабине» постоянна;

кабинный вариометр ВР-10 должен показывать 0 м/с.

После достижения перепада давлений 0,3±0,02 кгс/см2 [(0,3± ±0,02) -105 Па] высота в кабине плавно растет, кабинный варио-

я. н. ЗАДОРОЖНЫЙ, П. Н. МАМОШИН

Suvorov AV 63-64@mail.ru для http://www.russianarms.ru

КОНСТРУКЦИЯИ ЛЕТНАЯЭКСПЛУАТАЦИЯСАМОЛЕТААн-24

Допущенов качестве учебного пособиядля слушателей школ высшей летной подготовкии учебно-тренировочных отрядовгражданской авиации

МОСКВА МАШИНОСТРОЕНИЕ 1980

ББК 39.53

3 15

УДК 629.733.02(07) Ан-24

Suvorov AV 63-64@mail.ru для http://www.russianarms.ru

Задорожный Я- Н., Мамошин П. Н.

315 Конструкция и летная эксплуатация самолета Ан-24: Учеб, пособие для школ высшей летной подготовки М— Машиностроение, 1980.— 142 с., ил.

35 к.

91ЯОЯ-413

3 без объявл. 360 603 0000.

038(01)-80

ББК 39.53

6Т5.1

Выпущено по заказу Министерства гражданской авиации СССР

(Е) Министерство гражданской

авиации СССР, 1980 г.