Да Антох кто будет делать, я пердлага уже 4 раза давным давно, и РЛЭ и всё всё раскопаю найду, ни кто не чего не делает.
− Tu134,
15 лет назад,
#
А мне, например, было бы интересно почитать первую часть, книги 1,2 и другое именно по «Ш». Для общего развития и вспомнить. Ровно 25 лет, как последний улетел. Хороший самолет был. Особенно его раскраска — красный киль и большая звезда досих пор радуют душу. Где вы выкладываете свои книги? Может и я туда же буду.
− restorer,
15 лет назад,
#
МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ СССР Для служебного пользования i'2 ИНСТРУКЦИЯ ЭКИПАЖУ САМОЛЕТА Ту-134Ш ' ' -s~ г .-тЧ*- ' ЧАСТЬ ВТОРАЯ
МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ СССР ВОЕННО-ВОЗДУШНЫЕ СИЛЫ Для служебного пользования ИНСТРУКЦИЯ ЭКИПАЖУ САМОЛЕТА Ту-134Ш ЧАСТЬ ВТОРАЯ КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ ПО САМОЛЕТУ, ЕГО СИСТЕМАМ, ОБОРУДОВАНИЮ И ИХ ТЕХНИЧЕСКАЯ ЭКСПЛУАТАЦИЯ Введена в действие заместителем главнокомандующего Военно-Воздушными Силами по боевой подготовке Ордена Трудового Красного Знамени ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СССР МОСКВА— 1 975 . 1
УДК 358.4(083.96) Г-60761 Изд. № 7/ШЗдсп ИНСТРУКЦИЯ ЭКИПАЖУ САМОЛЕТА Ту-134Ш Часть вторая Под наблюдением В. К. Ванчурина Редактор А. 77. Дегтярев Технический редактор Е. Н. Слепцова Корректор О. Б. Григорьева Сдано в набор 31.5.74 г. Подписано в печать 30.12.74 г. Формат 60 X 90/». Печ. л. 17. Усл. печ. л. 17. Уч.-нзд. л. 17,00 Зак. 3643дсп 2
«УТВЕРЖДАЮ» Командир войсковой части 15650 генерал-полковник авиации И. ГАЙДАЕНКО 18 ноября 1974 г. РАЗДЕЛ ПЕРВЫЙ ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА Глава I ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ 1. Размах крыла 29,01 м 2. Длина самолета 37,047 м 3. Высота самолета . 9,144 м 4. Максимальный диаметр фюзеляжа . . . . 2,9 м 5. Площадь крыла: с наплывом 127,3 м2 без наплыва . ._ Г 15,0 м2 6. Удлинение крыла 7,31 7. Средняя аэродинамиче- ская хорда . . . 4,318 м 8. Стреловидность крыла . 35° 9. Стреловидность горизон- тального оперения 38° 10. Стреловидность верти- кального оперения 40°ОГ 11. Угол установки стабили- затора: для взлетд — 1,5° по У ПС для полета .... 0° nd УПС для захода на посадку 0—2,5° по УПС 12. Отклонение руля высоты: вверх . ,. 22 ±11° вниз ... 16—1° 13. Отклонение триммеров руля высоты: тросовое (вверх, вниз) 8° ±30' от электромеханизма (вверх, вниз) 4° ±30' 14. Отклонение (эуля направ- ления: при убранных закрыл- ках и необжатых стойках шасси (впра- во, влево) . . . : 5° ' при выпущенных за- крылках или обжа- тых стойках шасси (вправо, влево) ' , 25 ±11°' 15. Отклонение триммера ру- - ля направления (вправо, влево) . . . . 3°30 ±45' 16. Отклонение флетнера ру- ля направления (вправо, влево) . . . . . 17°!30'±1°30' 17. Отклонение элеронов (вверх, вниз) . . . .19 ±1° . 18. Отклонение триммеров элеронов (вверх, вниз) 3° ±30' 19. Отклонение флетнеров элеронов (вверх, вниз) 6°30' 20. Отклонение подфюзеляж- ного щитка . . . 40 ±1° 21. Отклонение интерцепто- ров . . . . . . 52 ± Г 22. База шасси .... 16,04 м 23. Ширина колеи шасси . 9,45 м 24. Отклонение внутренних закрылков: при взлете . . . 10—20° при посадке . . . 38° 25. Отклонение внешних за- крылков: при взлете . . . 9—17° при посадке . . . 35° 26. Поперечное V крыла: до 15-й нервюры . —d°30' от 15-й нервюры . 0°33'10" 27. Сужение крыла без На- плывов . . . . . 3,139 28. Угол установки крыла +1° 1* Зак. 3643дсп 3
Глава II ВЕСОВЫЕ И ЦЕНТРОВОЧНЫЕ ДАННЫЕ 1. Максимальный взлетный вес 2. Максимальный посадоч- ный вес 47 000 КГ Наименование нагрузки 43 000 кГ Р, кГ х0, м рхв, кГм Хп+0,322 100[ т 4,318 . % САХ 3. Нормальный посадочный вес 35 400 КГ 9-^1 чеГ’ 4. Вес пустого самолета . . 30 000 кГ 3 и 4 — 2 чел. 5. Центровка пустого само- 5 и 6 —2 чел. лета 40,3% САХ 13 и 14-2 чел. 6. Эксплуатационные цент- 6. Курсанты 2-й ровки: смены — 9, в том а) предельно допусти- числе: мая передняя . 19% САХ 2 чел. б) предельно допусти- 4^ МЭЯ задняя . . 38% САХ 7 Инструкторы — 7. Изменение центровки при 3 чел., в том чис- уборке и выпуске шасси, ле: взлетно-посадочной меха- ! низации 0,8—1,1% САХ i 4eJL 8. Наружный груз: а) 800 кГ б) 400 кГ ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ ДЛЯ РАСЧЕТА 9. Топливо: ЦЕНТРОВОК САМОЛЕТА За' IipdoKd. т. — во ПБ груп- Исходные данные для расчета центровок само- Пе (кессон-бак лета приведены в табл. 1. № 1) — в III группе _ (кессон-бак Таблица 1 № 2) 80 80 160 160 160 • 80 720 160 240 320 240 80 80 80 800 400 4480 3500 3380 1840 - 3,90 — 3,55 1,35 3,05 4,30 — 1,0 — 7,233 — 9,05 - 8,00 — 5,75 — 6,466 —15,70 — 2,70 — 1,0 — 1,75 — 1,75 — 0,6 2,0 — 0,6 4,70 - 31-2 — 284 216 488 688 - 80 —5208 —1448 —1920 -1840 —1552 —1256 — 216 — 80 —1400 - 700 -2688 7000 -2028 8648 Наименование нагрузки р, кГ Хо, м РХ0, кГ м v ' Х0+о,322, , „ пе (кессон-бак 4>318. '100’ №1) % сах -в * гРУп,пе (кессон-бак № 3) Пустой самолет, шасси выпущено Экипаж 5 чел. Парашюты 5 шт., в том числе: 4 шт. 1 шт. Итого: пустой сна- ряженный само- лет, шасси выпу- щено Парашюты 23 шт., в том числе; 6 шт. 9 шт. 8 шт. Курсанты 1-й сме- ны—11, в том числе на местах: 7 и 8 — 2 чел. 30 000 400 100 80 20 30500 460 120 180 160 160 1,42 —14,2 —11,06 —11,45 — 9,50 1,173 —4,141 — 9,50 — 9,05 5,40 — 6,50 42 574 -5680 —1106 - 916 — 190 35 788 -1905 -1140 -1629 864 -1040 4л о 6) средняя за- w,<5 правка: — во ПБ группе (кессон-бак № 1) — в III группе (кессон-бак о, к № 2) 64,0 — во ПА группе (кессон-бак № 1) в) минимальная заправка: — во ПБ группе (кессои-бак № 1) — в III группе (кессон-бак № 2) Уборка шасси 4480 3500 2220 4000 3500 — 0,6 2,0 — 0,6 — 0,6 2,0 -2688 7000 1332 -2400 7000 1550 4<
Глава III ЛЕТНЫЕ ДАННЫЕ 1. Максимальная скорость полета при среднем полетном весе на высоте 10 000 м: без подвесок — 860 км/ч; с подвесками — 800 км/ч. 2. Максимальная вертикальная скорость набора высоты на высоте 1000 м при взлете с максималь- ным взлетным весом: без подвесок—14,3 м/с; с подвесками—li3 м/с. 3. Практическая дальность полета на высоте 10 000 м и истинной скорости 750 км/ч в стандарт- ных атмосферных условиях и безветрии при взлете с максимальным взлетным весом (заправка топли- вом 13 200 кГ) с подвесками и сбросом груза в се- редине маршрута (включая дальность при наборе высоты и снижении) с выполнением круга перед посадкой в течение 10 мин и с 5% гарантийным за- пасом топлива (на разброс технических характери- стик самолетов и двигателей) — 3400 км. Продолжительность полета — 4 ч 42 мин. 4. (Взлетные характеристики в стандартных ат- мосферных условиях при взлете с максимальным взлетным весом (63=20°): длина разбега с бетонированной ВПП — 11400 м; скорость отрыва — 270 км/ч. Угол тангажа при отрыве от ВПП на взлете — 8—9°. 5. Посадочные характеристики: а) для максимального посадочного веса 43 000 кГ: посадочная скорость — 250 км/ч; длина пробега при посадке на бетонирован- ную ВПП — 950 м; б) для посадочного веса 35 400 кГ: посадочная скорость — 225 Км/ч; длина пробега при посадке на бетонирован- ную ВПП — 760 м. 5
Глава IV ДАННЫЕ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ 1. Тип и количество двига- 6. Заправляемая емкость телеи Д-30 II серии, два масляного бака 20 л 2. Режимы работы и тяга двигателя: — взлетный — номинальный 6800 -2% кГ 5000 - 2% кГ 7. Применяемые сорта топ- лива: керосин Т-4 иТС-1 (ГОСТ 10227—162) 8. Применяемые сорта мас- — 0,88 номинального — 0,7 номинального — 0,6 номинального — 0,53 номинального 4400-2% кГ 3500-2% кГ 3000-2% кГ 2650-2% кГ ла: МК-8, МК-8П, ВНИИ НП-50-1-ОФ (ГОСТ 6457—53) 9. Заправляемая емкость 3. Вспомогательная силовая установка ВСУ, одна маслобака ВСУ: — максимальная . 4,5 л 4. Заправляемая емкость топливной системы 16 500 л (13 200 кГ; — минимальная 10. Аварийный сигнализируе- 3 л 5. Полная емкость топлив- 7=0,8 г/см3) мый остаток топлива 2400 кГ ных баков . . . .17 500 л 6
РАЗДЕЛ ВТОРОЙ ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИКИ САМОЛЕТА Глава I АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА И ОСНОВНЫЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА Самолет Ту-134Ш построен на базе пассажир- ского самолета Ту-134А и представляет собой сво- боднонесущий моноплан цельнометаллической кон- струкции с низкорасположенным стреловидным кры- лом, однокилевым стреловидным Т-образным опе- рением и трехстоечным шасси. Двигатели Д-30 II серии, установленные на са- молете, имеют реверс тяги. Для уменьшения волнового сопротивления при полете на высоких крейсерских скоростях, соответ- ствующих числам М=0,75ч-0,8, стреловидность крыла по линии 1/4 хорды составляет 35°. В плане крыло имеет трапециевидную форму. Угол установ- ки крыла к строительной плоскости фюзеляжа со- ставляет +11° по бортовой нервюре стыковки с фю- зеляжем, а концевая нервюра-№ 25 установлена по потоку под углом —11,55° к строительной плоскости фюзеляжа. Таким образом, крыло самолета имеет геометрическую крутку —2,55° по всему полураз- маху. При площади крыла без наплывов 115 м2 и раз- махе 29 м удлинение крыла составляет 7,31. Суже- ние крыла составляет 3,139, средняя аэродинамиче- ская хорда— 4,318 м. Крыло самолета скомпоновано из модифициро- ванных профилей, что способствует увеличению Мкр и уменьшению лобового сопротивления. В корне- вом и близких к нему сечениях крыла относитель- ная толщина с=9,75% (по потоку); концевое се- чение крыла имеет с= 11 % (перпендикулярно ли- нии 1/4 хорды)'. Максимальная толщина профиля смещена к се- редине хорды (Хс=35 4- 40%), что улучшает обте- кание крыла на больших числах М и повышает его критическое значение' Сдвиг максимальной кривиз- ны профиля по хорде назад (Х/=30 4-40%) на участке от средней части крыла к концевой способ- ствует увеличению Мкр концевых сечений профиля. Помимо геометрической крутки крыло самолета имеет так называемую аэродинамическую крутку, т. е. изменение кривизны профиля от корня к се- редине крыла (7=1,4 -т-1,8%). Это приводит к по- вышению несущих свойств крыла (затягивает срыв) и вместе с затупленным носком улучшает характе- ристику зависимости коэффициента подъемной си- лы Су по а, в особенности на больших углах атаки. За счет геометрической крутки крыла улучша- ется поведение самолета на больших углах атаки, так как концевые профили позже выходят на кри- тические углы атаки, появляется тенденция к пер- воначальному срыву потока в корневой части крыла. Т-образное хвостовое оперение с переставным стабилизатором является одной из конструктивных особенностей самолетов типа Ту-134. Горизонталь- ное оперение (стабилизатор и руль высоты) уста- новлено на киле. Аэродинамическое преимущество подобного рас- положения горизонтального оперения состоит в том, что на него в горизонтальном полете слабо действует скос потока за крылом и связанные с ним срывы. Для повышения продольной устойчивости само- лета, особенно при выходе его на большие углы атаки, площадь горизонтального оперения увели- чена до 26,7% SKP и составляет 30,7 м2. Горизонтальное оперение (стабилизатор) по ли- нии 1/4 хорды имеет стреловидность 38°, вертикаль- ное оперение (киль) —40° по линии 1/4 хорды и 44°36' по передней кромке. В связи с этим все яв- ления, связанные со сжимаемостью на больших скоростях полета, возникают на оперении позже, чем на крыле. Угол установки стабилизатора составляет—1,5° к строительной горизонтали фюзеляжа. На взлете стабилизатор устанавливается на угол 1,5° поУПС (—3° к строительной горизонтали фюзеляжа). При заходе на посадку стабилизатор в зависимости от центровки самолета может устанавливаться на угол до 2,5° по УПС (—4° к строительной горизонтали фюзеляжа). Профиль у горизонтального и вертикального оперения в отличие от крыла симметричный. Отно- сительная толщина у корня горизонтального опе- рения— 111 %, на концах— 10%. Для вертикального оперения средняя относительная толщина составля- ет 10%. Двигатели самолета расположены в хвостовой части фюзеляжа. Гондолы двигателей расположе- ны симметрично относительно оси самолета и со- единены с фюзеляжем горизонтальными пилонами. Пилон органически связан с сигарообразной мото- гондолой. • \ , Т,
Угол*установки мотогондолы относительностро- поляры самолета, cy=f(cx), при отклонении за- ительной плоскости фюзеляжа — 0°, в горизонталь- крылков на 10 и 20° с учетом влияния земли. Вы- ной плоскости они развернуты на 4° в стороны, пуск шасси увеличивает сх самолета на 0,012. Ось мотогондолы проходит выше оси фюзеляжа на 400 мм, это создает пикирующий момент от тяги двигателя. Боковое плечо двигателя — 2,45 м. Ус- тановка двигателей в хвостовой части фюзеляжа по бортам позволила снизить уровень шума и ви- браций в кабинах самолета, улучшить аэродинами- ку крыла и облегчить их техническое обслужива- ние. Взлетно-посадочная механизация крыла состо- ит из двухщелевых выдвижных закрылков, откло- нение которых приводит к значительному росту ко- эффициента подъемной силы су (рис. 1), что по- зволяет существенно уменьшить взлетные и поса- дочные скорости самолета. Рис. 2. Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки и поляры самолета на взлете, б3=1О° подъемной силы от угла атаки, дг=0—10—20—38° на Закрылки, разделенные гондолой шасси внутренние и внешние, имеют большую величину средней хорды (36—44% САХ). Преимущество'двухщелевых закрылков состоит в том, что вторая щель затягивает срыв потока с носовойчасти дефлектора закрылка и позволяет использовать большие углы отклонения. . '• Для сокращения длины- пробега самолета пос- ле посадки на крыле перед внешними закрыл ками, установлены интерцепторы — воздушные тормоза, отклоняющиеся на угол 52° после касания самоле- та ВПП. Срывая моток'с? верхней ^поверхности кры- ла/они уменьшают подъемную, силу,- :ч.то‘ приводит к увеличению нагрузки на колеса. и тормозящей силы: На рис. 2 й 3 приведены зависимости коэффи- циента подъемной силы от угла атаки, Cy=f (а), и По результатам летных испытаний самолета в стандартных атмосферных условиях (р== = 766 мм рт. ст., +15° С, штиль) ори взлетном
весе 47 Т длина разбега и скорость отрыва соот- ветственно равны: — 1400 м и 270 км/ч при б3=20° (сИотр =1,18); — 1550 м и 290 км/ч при 63=10° (сИотр =1,0). На рис. 4 приведены зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки, cy = f(a), и поляра самолета при отклонении закрылков на 38° с уче- том влияния земли. В стандартных атмосферных условиях при среднем значении су ос =1,3 длина пробега и посадочная скорость для максимального посадочного веса 43 Т равны 950 м и 250 км/ч, а для посадочного веса 35,4 Т — 760 м и 225 км/ч со- ответственно. Рис. 4. Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки и поляры самолета на посадке, 63 = 38°; бщ = 0°, шасси выпущено (ДсХщ =0,022) После приземления через 1,5—2 с после каса- ния ВПП выпускаются интерцепторы, включается реверс тяги двигателей и одновременно с опускани- ем носового колёса производится торможение са- молета. С достижением скорости НО км/ч реверс тяги двигателей выключается. При использовании реверса тяги двигателей до полной остановки само- лета длина пробега уменьшается на 100—150 м. На рис. 5 приведены поляры самолета без под- весок для больших чисел М по расчетным данным. Из рисунка видно, что на числах М=0,85ч-0,88 поляры значительно сдвигаются вправо из-за воз- растания сх за счет увеличения волнового сопро- тивления. Смещение поляр вправо свидетельствует об уменьшении максимального качества самолета. При полете на М=0,75 и Я=10000 м (Спол = 40 Т) су? п =0,327, сж=0,247 и К=!13,2. При полете на М=0,8 в тех же условиях сИг п =0,288, сх = 0,252 иК=11,4. На рис. 6 приведены поляры самолета с под- весками (по расчету). Как видно из рисунка, на- личие подвесок увеличивает сх самолета, и поля- ры сдвигаются вправо. На номинальном режиме работы двигателей (п=10 900 об/мин) при среднем полетном весе Рис. 6. Поляры самолета с подвесками 40 000 кГ в стандартных атмосферных условиях на Я=10 000 м достигнута максимальная скорость полета без подвесок 860 км/ч (М«0,8), с подвеска- ми—-800 км/ч (М«0,74). В тех же условиях на Я—8600 м максимальная скорость составила 890 и 840 км/ч соответственно. При наивыгоднейшей приборной скорости набо- ра высоты 470 км/ч на Я= 10 000 м (при Свзл = =46 350 кГ) с подвесками вертикальная скорость самолета равна 2 м/с, без подвесок для тех же ус- ловий на 1/'пр = 490 км/ч вертикальная скорость рав- на 3 м/с. Практический потолок самолета при наборе вы- соты на номинальном режиме работы двигателей и при взлетном весе 46 500 кГ в стандартных ат- мосферных условиях равен: — без подвесок — 11 600 м при полетном весе на потолке 44050 кГ, время набора практического потолка при этом (с учетом времени на взлет и ус- тановление режима набора) —38 мин; — с подвесками— 11 000 м при полетном весе на потолке 43 750 кГ, время набора практического потолка при этом (с учетом времени на взлет и ус- тановление режима набора) —39,5 мин. Практический потолок самолета (по расчетным данным с одним неработающим двигателем): — без подвесок при полетном весе 43 000 кГ — 9
5600 м, время набора практического потолка — 53 мин; — с подвесками при полетном весе 43 000 кГ — 5000 м, время набора практического потолка — 58 мин. Практическая дальность полета по потолкам (Сприв=185 Т, число М = 0,69) при начальном весе 46500 кГ без подвесок при запасе топлива 13 200кГ (Y=0,8 г/см3) и при 5% гарантийном запасе топ- лива и 10-минутном полете по кругу перед посадкой равна 3940 км. Начальная высота полета при этом равна 10500 м, конечная — 12 500 м. Практическая дальность полета при тех же ос- новных условиях на высоте 10 000 м равна: а) без подвесок: — 3540 км при полете на Уист = 750 км/ч; — 3210 км при полете на Уист = 850 км/ч; б) с подвесками — 3400 км при полете на УИст = = 750 км/ч со сбросом подвесок в середине марш- рута. Максимальная допустимая высота полета само- лета ограничивается значением сИдоп при воздей- ствии вертикального индикаторного эффективного порыва 10 м/с, 1.0
Глава II УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА И ОСОБЕННОСТИ ЕГО ПИЛОТИРОВАНИЯ В установленном диапазоне центровок 19— 38% САХ как с подвесками, так и без них самолет обладает удовлетворительными характеристиками продольной устойчивости и управляемости, которые практически не отличаются от аналогичных харак- теристик самолета Ту-434А. СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА ПО СКОРОСТИ При разгоне скорости в полетной конфигура- ции (шасси и закрылки убраны, режим работы дви- гателей номинальный, рис. 7 и 8) штурвальную ко- лонку необходимо отдавать от себя — отклонять руль высоты вниз, иначе траектория центра тяже- сти самолета будет искривляться, причем наклон ее к горизонту будет возрастать. Это свидетель- ствует об устойчивости самолета по скорости. Усилия на штурвальной колонке для Н = — 10000 м показаны на рис. 9, а для Н = 5000 м — на рис. 10. Балансировка самолета по усилиям пе- ред разгоном скорости производилась в зависимо- сти от центровки самолета на КПр = 380 4- 550 км/ч, в процессе разгона положение триммеров руля вы- соты не изменялось. Рис. 7. Балансировочные кривые отклонений руля высоты в зависимости от скорости в прямолинейном полете без крена с убранными шасси и закрылками, фСт = 0° (по УПС) 11
_Как видно из рис. 9 и 10, усилия на штурваль- ной колонке, приемлемые и в процессе разгона и в процессе торможения, в пределах крейсерских скоростей на больших высотах 400—500 км/ч из- меняются незначительно. Для Н = 10000 м (рис. 9) при Хт=29,2—30,2% САХ при балансировке само- лета на М = 0,67 в процессе разгона до М = 0,8 уси- лие на штурвальной колонке возрастает до 22 кГ. горизонтали фюзеляжа (или —2,5 4-----5° относи- тельно хорды крыла). Балансировочные кривые отклонения руля высо- ты в зависимости от скорости полета для взлетной (дз = 20°, <рст = 1,5° по УПС, шасси выпущено) и по- садочной (б3=38°, бщ=40°, <рст = 0° по УПС, шасси выпущено) конфигураций показаны на рис. 14. Уси- лия на штурвальной колонке в зависимости от ско- М в прямолинейном полете без крена с убранными шасси и закрылками; Н =>10 000 м; G = 39 4-4(2 Т; шасси убрано; б3 = 0°; фСт = 0° (по УПС) Для Н = 5000 м (рис. 10) при балансировке само- лета на скорости ЙПр=460 км/ч (Хт=29,9°/о САХ) в процессе разгона до Ущ, = 540 4- 560 км/ч усилие Рис. 10. Балансировочные кривые усилий на штурвальной колонке в зависимости от скорости в прямолинейном полете без крена с убранными шасси и закрылками; //==5000 м; <7 = 41 4-43 Т; шасси убрано; б3 = 0°; фст = 0° (по УПС) на штурвальной колонке возрастает до 20—25 кГ. ,, dPB Как видно, производная ———- критерии продоль- ной управляемости, характеризующий связь между усилием на штурвальной колонке и скоростью по- dP лета, больше нуля (-—>0) при разгоне самолета и при торможении. Такое изменение усилия на штурвальной колонке по скорости является одним из условий безопасности полета. Поведение самолета на максимальных (до Vnp= — 600 км/ч на Н = 5000 м и М = 0,82 на Н = = 10 000 м) и минимальных (до УПр=300 4- 4-310 км/ч на /7=5000 4- 10 000 м) скоростях без подвесок нормальное, тряска Отсутствует. Эффек- тивность рулей на минимально допустимых скоро- стях достаточная. При разгоне скорости до М = 0,79 (с подвеска- ми) и торможении до Упр = 305 км/ч (поведение са- молета также нормальное. Эффективность рулей достаточная, тряска отсутствует. На самолете установлен переставной стабилиза- тор с диапазоном углов отклонения <р = 0 4-2,5° по УПС (указатель положения стабилизатора), что со- ответствует —1,5 4- —4° относительно строительной Рис. 11. Балансировочные кривые отклонения руля высо- ты в зависимости от скорости в прямолинейном полете без крена рости в прямолинейном полете без крена для по- садочной конфигурации приведены на рис. 12. Из рис. 41 и 12 видно, что в проверенном диа- пазоне скоростей самолет устойчив по скорости^ усилия на штурвальной колонке приемлемые. 12
Поведение самолета на максимальных скоростях полета для взлетной и посадочной конфигураций (до УПр = 400 км/ч с бз=20° и Упр = 340 км/ч с S3 = = 38°) и на минимально достигнутых скоростях Для Рис. 12. Балансировочные кривые усилий на штурваль- ной колонке в зависимости от скорости в прямолинейном полете без крена; // = 5000 м; G = 39,7 -i- 41,5 Т; бз = 38°; бщ=40°; фст —0° (по УПС); шасси выпущено этих же конфигураций (до Упр —280 км/ч с б3—20° и УПр=25О км/ч с б3=38°) нормальное, тряска от- сутствует, эффективность рулей достаточная. На рис. 13 приведена эффективность стабилиза- тора, выраженная зависимостью----— — f(Vnp). Как видно, в диапазоне скоростей 300—400 км/ч стаби- Рис. 13. Эффективность стабилизатора (Я=500О м) лизатор примерно в три раза эффективнее руля высоты. При перекладке стабилизатора потребное балансировочное отклонение руля высоты вверх уменьшается, запас руля высоты на себя увеличи- вается. Рис. 14. Изменение отклонения руля высо- ты и усилий на штурвальной колонке для балансировки самолета при отклонении за- крылков; Я —2000 м; G=41,4 Т; (рСт = 0° (по УПС); Vnp = 310 км/ч На рис. 14 приведено изменение балансировки са- молета в зависимости от угла отклонения закрыл- ков. Как видно из рис. 14, изменение усилий на штурвальной колонке при выпуске закрылков с 0 до 38° на скорости полета по прибору 310 км/ч со- ставляет 10 кГ при расходе руля высоты Адв = 6°. Устойчивость и управляемость самолета при даче руля высоты Запас устойчивости по перегрузке, определяемый как разность между нейтральной центровкой; при которой самолет имеет безразличное' равновесие, и фактической центровкой составляет более 10% САХ при освобожденном управлении в полете с предель- Рис. 15. Центровки, соответствующие нейтральным, для продольной статической устойчивости по перегрузке (Я—10000 м; G=40 Т) но задней центровкой. На рис. 15 для Я=10 000 м видно, что минимальный запас устойчивости по пе- регрузке составляет 18% САХ (М = 0,6). Продольная управляемость самолета может быть rfP_ (Р>в оценена величинами производных1—5 и —2— , dny dny полученных при отклонении (даче) руля высоты во взлетной, полетной и посадочной конфигурациях са- молета. Поведение самолета при этом нормальное, эф- фективность руля высоты сохраняется достаточной, при отклонении штурвальной колонки от себя са- молет практически без запаздывания уменьшает угол атаки. Производная .——— градиент усилия по пере- dny грузке — показывает, какое усилие необходимо при- ложить к штурвальной колонке, чтобы изменить пе- регрузку на единицу. Производная -------градиент отклонения руля высоты по перегрузке — показывает, насколько не- обходимо отклонить руль высоты для изменения перегрузки на единицу. т т . А. dPн На рис. 1о показана зависимость------ и ---—от driy dn.y скорости полета и центровки самолета для Н— = 5000 м; на рис. 17 показана зависимость rf°B и dny dP у ---— от числа М. полета для //=10 000 м. dny Зависимость отклонения руля высоты на едини- цу перегрузки для взлетной и посадочной конфигу- раций на // = 5000 м приведена на рис. 18. При отклонении руля высоты на режимах предпо- садочного планирования в посадочной конфигура- ции до nj/~0,2 штурвальная колонка отклонялась почти полностью от себя, при этом сохранялись да- вящие усилия. 13
300 ,4)< «00 wu ^пр,пл4/ч Рис. 16. Зависимость отклонений руля высоты и усилий на Рис. 17. Зависимость отклонений руля высоты и уси- лий на штурвальной колонке на единицу перегрузки от числа М полета (Я=10 000 м; G=40 Т) ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА НА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ Во всем обследованном диапазоне углов атаки и центровок (19—38%, САХ) при числах М = 0,6-=- -4-0,82 самолет устойчив по перегрузке как с фикси- рованным, так и с освобожденным управлением. Таблица 2 Число М 0.6 0.7 0.75 0,8 0,82 Су 1.16 1,09 0,96 0,87 0,85 а° 17,5 17.0 16.0 13,5 13,0 Рис. 18. Зависимость отклонений руля высоты и усилий на штурвальной колон- ке на единицу перегрузки от скорости полета (Я=5000 м; G=40 Т) для взлет- но-посадочной конфигурации: а — б3=20°; шасси выпущено; фСт = 1,5° (по УПС); б — бз=38°; бщ=40°; шасси выпущено; Фст=0° (по УПС) При этом достигнуты значения су и углов атаки (рис. 19 и 20), приведенные в табл. 2. Рис. 19. Зависимость су для различных чисел М (су* — максимально достигнутый в полете; Суэкспл — рекомендованный в эксплуатации) При выполнении маневра в диапазоне чисел М = 0,75-4-0,82 на высотах 11000—12 000 м при весе самолета 44,5—38 Т орывная тряска возникает при вертикальной перегрузке пу= 1,8 -4- 1,4. 14
При значениях Су, прейышающйх начало 'тряски, Наблюдается незначительное самопроизвольное кре- нение самолета с угловой скоростью <вх = 0,05 4- 4-0,1 1/с. В отдельных режимах угловай скорость кренения составляла шх=0,1 4- 0,12 1/с. Таблица 3 Число М 0,6 0,7 0,75 0,8 0,82 СУ 0,99 0,87 0,76 0,58 0,5 а 11,0 9,7 8,3 5,9 5,3 Рис. 20. Зависимость углов атаки самолета для различных чисел М (а* — максимально достигну- тый в полете угол атаки) Поведение самолета при торможении с единич- ной перегрузкой проверено до сваливания, проис- ходящего при значениях приборных скоростей и Су (для G=38 Т), приведенных в табл. 4. Сваливание самолета с убранными закрылками сопровождается кренением самолета с угловой ско- ростью сох=0,1 4- 0,3 1/с 'на высотах 11 000—6000 м. С выпущенными закрылками сваливание происхо- дит с энергичным кренением (сох>0,5 1/с). Поведение самолёта при даче руля высоты с вы- пущенными закрылками проверено на режимах, приведенных в табл, 5. Таблица 5 Парамет- ры Режимы 10 20 30 38 38 0 0 0 0 40 Н, м 6200 6200 6150 6150 6150 Упр.км/ч 280 260 255 250 253 О, Т 38,4 38,0 37,9 37,8 37,7 Пу 1,67 1,65 1,65 1,6 1,7 СУ 1,49 1,68 1,75 1,76 1,84 -При достигнутых значениях су наблюдается срыв- ная тряска, поведение самолета нормальное. С учетом характера сваливания самолета при торможении с единичной перегрузкой (резкое кре- нение с угловой скоростью, превышающей сох = =0,5 1/с, и в отдельных случаях самопроизвольное кабрирование с увеличением угла атаки) для свое- временного предупреждения летчиков о приближе- нии к скорости сваливания установлен АУАСП, срабатывающий в соответствии с заданной регули- ровкой. В табл. 6 показано срабатывание АУАСП в зависимости от числа М (закрылки убраны). Таблица 6 Число М 0,4 0,5 0,6 0,7 0,75 0,8 0,82 су ?сигн 1,07 1,04 0,92 0,81 0,72 0,63 0,57 При полете с выпущенными закрылками (S3= =20 4-38°) сУсигн =1,14-1,3, что соответствует скорости, на 20% превышающей скорость свалива- ния. Таблица 4 Параметры Высота полета, м 11 000 6000 ?ст (УПС). 0 0 1,5 1,5 0 0 0 д°з 0 0 10 20 30 38 38 б°щ 0 0 0 0 0 0 40 Положение шасси Убрано Убрано Выпущено Выпущено Выпущено Выпущено Выпущено су •'свалив 1,4 1,4 1,5 1,7 1,85 2,05 2,05 Vnp, км/ч 200 200 180 180 175 165 165 МИНИМАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ ПОЛЕТА Минимальная скорость горизонтального полета в километрах в час (скорость сваливания) опреде- ляется величиной сУмакс и рассчитывается по фор- муле Для различных углов отклонения закрылков ми- нимальная скорость полета (для веса самолета 46,5 Т) приведена в табл. 7. Минимально допустимая скорость горизонтально- го полета с выпущенными закрылками установле- на на 25—30% больше минимальной скорости для всех полетных весов и 'высот полета независимо от положения шасси (табл. 8). 15
Таблица 7 О S3 0 10 . : 20 38” ’ - су лмакс 1,4 - - 1-.53- . ... 117 .. 2,05 ^мин- км/ч 245 234 222 Та 202 блица 8 10 20 38 ^миидоп по прибору, км/ч 310 290 270 канальный демпфер рыскания ДР-134М. Демпфер рыскания обеспечивает автоматическое парирова- ние колебаний самолета по курсу и крену за . счет увеличения: демпфирования, а также устранении s избытка кренящего Момента из-за скольжения пу- тем автоматической перекладки руля направления - на углы, пропорциональные угловым скоростям : (ау и (ож), сигналы которых выдаются специальны- ми датчиками угловых скоростей. На рис. 21 показаны характеристики боковой ди- намической устойчивости с выключенным ДР-134М. Для Я = 2000 м уменьшение амплитуды колеба- ! ний т за один период составляет 1,5—1,75; дляЯ= > = 10 000 м т составляет 1,1—1,5. Величина крите- рия х= —^-(рис. 21) на высоте 10 000 м равна "у 3,25т— 2,5; на высоте 2000 м — 2,5—1,8. Минимально допустимая скорость самолета в го- ризонтальном полете на всех высотах с убранными шасси и закрылками с любым полетным весом больше минимальной скорости на 30—35% и со- ставляет 330 км/ч по прибору. Запас по скорости служит достаточной гаранти- ей от потери скорости и неожиданного сваливания. Выполнение маневра на скоростях, близких к ми- нимально допустимым, требует повышенного вни- мания. ДОПУСТИМЫЕ ПЕРЕГРУЗКИ ПРИ ВЕРТИКАЛЬНОМ МАНЕВРЕ Величины допустимых перегрузок при вертикаль- ных маневрах зависят от высоты полета, полетного веса, числа М и допустимого коэффициента подъ- емной силы <%доп . Для самолета Ту-134Ш допустимые перегрузки определяются: — особенностью аэродинамики самолета; — прочностью самолета, т. е. максимальным ко- эффициентом эксплуатационной перегрузки Пу = = 2,5 (Инструкция экипажу самолета Ту-134Ш, часть первая, книга первая, рис. 13, 14 и 15). ДОПУСТИМЫЕ УГЛЫ КРЕНА В ПОЛЕТЕ Величины допустимых углов крена при разворо- тах и вертикальных маневрах с креном зависят от высоты полета, полетного веса, скорости (чис- ла М) полета и допустимого коэффициента подъ- емной силы сУл0П (Инструкция экипажу самолета Ту-1341П, часть первая, книга первая, рис. 10, 11 и 12). БОКОВАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ Для удовлетворительной боковой устойчивости самолета необходимо наличие: — поперечной устойчивости; — путевой, или флюгерной, устойчивости; — оптимального соотношения между попереч- ной и путевой устойчивостью; — демпфирующих свойств, обеспечивающих ин- тенсивное затухание боковых колебаний самолета в возмущенном движении. Для уменьшения колебаний самолета по крену в режимах взлета и посадки и улучшения характе- ристик затухания при возмущении установлен двух- Рис. 21. Характеристики боковой динамической устойчивости, X = 26=27,5% САХ, Н = 10000 и: /—выключены оба канала ДР-134М; 2 — выключен 1-й или 2-й канал ДР-134М С включенным демпфером рыскания затухание колебаний происходит практически сразу же после прекращения действия возмущения (руля направ- ления) . На рис. 22 и 23 приведены значения критериев , <7% боковой устойчивости —- и-------, полученные из ко- rf'( Рис. 22. Характеристики боковой устойчивости, полу- че’нные из координированных скольжений (д3 = 0°, шасси убрано, Н=40 000 м и /7=2000 м) Рис. 23. Характеристики боковой устойчивости, полу- ченные из координированных скольжений (б3=0°, шасси убрано, Н =10 000 м и /7=2000 м) 16
брдйНйрованных скольжений и подтверждающие наличие у самолета (в проверенном диапазоне вы- сот и скоростей полета) достаточной поперечной и путевой статической устойчивости. На рис. 24 приведена зависимость критерия бо- ковой статической устойчивости-^- от числа Мпо- лета, определяющая наличие обратной реакции по крену на отклонение руля направления. Как видно, в проверенном диапазоне чисел М полета самолет обладает достаточной боковой статической устой- чивостью. До чисел М=0,87 у самолета нет обрат- ной реакции по крену. Рис. 24. Критерий боковой статической устойчивости (Н = 10 000 м; 6з —0°, шасси убрано) На числах М>0,87 наступает обратная реакция по крену, когда при отклонении руля направления, например, вправо, самолет начинает крениться вле- во. В этом случае элероны необходимо отклонять вправо (для парирования кренящего момента). Для нормальной эксплуатации самолета установле- но предельное число М.=0,82. В качестве характеристик поперечной управляе- мости на рис. 25 и 26 приведен график зависимости критерия изменения угловой скорости крена при отклонении эдеронов на 1° от скорости полета, Рис. 26. Характеристики поперечной управляемости (//=2000 м) полученный из перекладываний элеронами в по- летной (Н = 10 000 м) и взлетно-посадочной (Н= = 2000 м) конфигурациях самолета. Как видно, эффективность элеронов в эксплуатационном диапазоне скоростей сохраняется достаточной и составляет ~ —(0,02—0,03) рад/——, что а&э - град позволяет на всех приборных скоростях полета, включая Умане = 600 км/ч и М = 0,82, получить уг- ловую скорость крена (шж) при б9макс =19°, рав- ную 0,38—0,57 1/с. Рис. 27. Характеристики поперечной управляемости (//=2300 м; G=42 Т): а —расход усилий на штурвале при создании угловой скорости крена, равной 1 град/с; б — изменения усилий на штурвале при отклонении элеронов на 1° В диапазоне взлетно-посадочных скоростей эф- фективность элеронов достаточная, усилия на штур- вале несколько больше, чем в полетной конфигура- тт п-7 . ^Рэ ции. На рис. 27 приведен график критерия--------- d<ax расхода усилия на штурвале при создании угловой скорости крена, равной 1 рад/с, характеризующего тяжесть поперечного управления, и график измене- ния усилия на штурвале при отклонении элеронов на 1° [ ^Рэ\ V ,<Л9 / Усилиена штурвале от элеронов определяется по формуле аиэ ЛРЭ где —- —усилие на штурвале от аэродинамиче- ского момента (рис. 27, б), действую^ щего на элероны при их отклонении на 1°; А^эагр — дополнительное усилие на штурвале от пружинного загружателя при отклоне- нии элеронов на угол бэ (рис. 28). Рис. 28. Характеристика пружинного загружателя в системе управления элеронами 2 Зак. 3643дсп 17
Искусственное затяжеление управления элерона- ми пружинным загружателем обеспечивает при- мерно одинаковые усилия на штурвале на высотах от 0 до 10 000 м. В системе управления рулем направления уста- новлен гидроусилитель необратимого типа ГУ-108Д, при включении которого нагрузка, возни- кающая в полете на руле направления, не переда- ется на педали управления. В связи с этим загруз- Рис. 29. Характеристики пружинных загружателей руля направления ку рычагов управления имитируют искусственно — установкой в систему управления рулем направле- ния двух пружинных загружателей, характеристики которых показаны на рис. 29. Пружина I загружателя, создающая приемлемые нагрузки на педалях, включена постоянно при включенном гидроусилителе руля направления. При уборке закрылков после взлета автоматически под- ключается пружина II. При этом для отклонения руля направления свы- ше 5° необходимо прикладывать усилия более 80 кГ. Отклонение руля направления на угол 5° вполне достаточно для путевого управления самолетом при полете с убранными закрылками. В эксплуатаци- онном диапазоне высот и скоростей полета при са- мопроизвольном отклонении триммеров элеронов и руля направления в крайние положения усилий од- ного летчика достаточно для выдерживания исход- ного режима полета. С уменьшением скорости по- лета усилия на педалях и штурвале уменьшаются. В случае выключения двигателя в полете И не- вмешательства летчика в управление самолетом в течение 5 с углы крена не превышают: 8° — в полетной конфигурации (//=10000 м, Vnp=450 км/ч); 5° — в полетной и взлетно-посадочной конфигу- рациях (Я=2000 -г- 5000 м). После выключения двигателя самолет плавно раз- ворачивается и кренится в сторону выключенного двигателя. Потребные расходы штурвала и педа- лей и усилия при выводе самолета из крена при- емлемые. На рулении самолет управляется разворотом ко- лес передней ноги шасси на угол ±55° от педалей ножного управления и легко управляем как на пря- мой, так и на разворотах. На разбеге самолет устойчив в путевом отноше- нии, хорошо удерживается по о.си ВПП до подъема передней ноги шасси и отрыва самолета. На взлете самолет легко управляется рулями, пилотирование не усложнено. Уборка шасси после отрыва самолета практически не требует переба- лансировки самолета. Уборка закрылков создает небольшой пикирующий момент, усилие на штурва- ле от уборки закрылков (рис. 14) изменяется на 8—10 кГ и легко снимается триммерами руля вы- соты. В наборе высоты, при полете на высоте и на снижении самолет устойчив и хорошо управляем. При выполнении виражей и разворотов самолет хорошо сохраняет величину заданного крена. Устойчивость и управляемость самолета на при- борных скоростях полета от 330 до 600 км/ч на ви- ражах и крутых разворотах достаточная, самолет устойчив, тенденций к опусканию носа или увели- чению крена нет. При выполнении продолженных взлетов с одним неработающим двигателем самолет после отрыва удерживается от разворота и кренения отклонени- ем руля направления (на 1/3 хода педалей) и штурвала (на 15—20°). Усилия на педалях и штур- вале приемлемые. При заходе на посадку самолет хорошо управля- ем до момента приземления и в процессе пробега до полной остановки. УХОД НА ВТОРОЙ КРУГ Пилотирование самолета при уходе на второй круг с выдерживанием в процессе ухода скорости захода на посадку трудностей не представляет. Просадка самолета при уходе на второй круг с дву- мя работающими двигателями составляет примерно 10 м, а при одном работающем двигателе с за- крылками, отклоненными на 20°,— до 30 м. 18
РАЗДЕЛ ТРЕТИЙ ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ ПО САМОЛЕТУ, СИЛОВОЙ УСТАНОВКЕ И ОБОРУДОВАНИЮ Глава I САМОЛЕТ И ЕГО СИСТЕМЫ \ ПЛАНЕР Основными элементами планера являются фюзе- ляж, крыло, горизонтальное и вертикальное опере- ние, гондолы для размещения главных ног шасси, расположенные на крыле, и гондолы двигателей с пилонами, расположенные на фюзеляже. Фюзеляж Фюзеляж состоит из трех основных частей: носо- вой, средней и хвостовой (рис. 30). Носовая перед- няя части фюзеляжа представляют собой единую герметическую кабину. Хвостовая часть фюзеляжа негерметическая. К фюзеляжу крепятся крыло, киль и гондолы двигателей. Стабилизатор крепится к верхней части киля. Под полом носовой части фю- зеляжа установлена передняя нога шасси. В хвостовой части фюзеляжа размещается вспо- могательная- силовая установка (ВСУ), высотное оборудование, электрическое и гидравлическое обо- рудование и проводка управления самолетом. В носовой' части фюзеляжа (по правому борту) имеется служебная дверь, а в средней части фюзе- ляжа (по левому борту) —дверь для входа кур- сантов. Для выхода экипажа и курсантов в случае ава- рийной посадки на воду или с убранным шасси имеются три аварийных люка, обеспечивающие вы- ход на крыло: два люка — на левом борту и один — на правом между шпангоутами № 29—31 и 34—36. Крыло Крыло самолета (рис. 31) имеет кессонную кон- струкцию и. состоит из центроплана, входящего в конструкцию фюзеляжа, двух средних и двух отъ- емных частей. Кессоны средних и отъемных частей крыла гермётические и используются для размеще- ния топлива: На средних частях крыла установлены главные ноги шасси, взлетно-посадочные выдвижные двух- щелевые закрылки и интерцепторы. Элероны, закрепленные на отъемных частях крыла, разрезные, имеют осевую аэродинамиче- скую компенсацию и весовую балансировку. Под фюзеляжем за задним лонжероном центро- плана установлен посадочный щиток. Для предотвращения обледенения передней кром- ки крыла в полете схемные носки его снабжены тепловым противообледенительным устройством, в которое поступает горячий воздух от двигателей. Оперение Оперение самолета стреловидное, свободнонесу- щее, однокилевое, Т-образное. Профиль дужки го- ризонтального и вертикального оперения симмет- ричный. Стабилизатор переставной в полете. Про- тивообледенительное устройство носков киля воз- душное, а носков стабилизатора — электрическое. Руль высоты и руль направления имеют осевую компенсацию, весовую балансировку и снабжены: руль высоты — триммерами, руль направления — три мм е р о м - ф л е тн ер о м. Вертикальное оперение Вертикальное оперение (рис. 32) состоит из ки- ля и руля направления. Крепление киля к фюзе- ляжу осуществляется по шпангоутам № 55 и 60. Киль состоит из двух лонжеронов, опорной, тор- цевой, силовых и промежуточных нервюр, двух па- нелей, съемного носка, концевого обтекателя и хво- стовой части. Передний и задний лонжероны конструктивно по- добны и представляют собой клепаную конструк- цию балочного типа, состоящую из двух поясов и стенки. В верхней части переднего и заднего лонжеронов установлены на болтах штампованные фитинги: на переднем — для качалки управления стабилизато- ром, на заднем — для крепления стабилизатора. Горизонтальное оперение Горизонтальное оперение (рис. 33) состоит из стабилизатора и руля высоты. Стабилизатор двухлонжеронной конструкции,со- стоит из двух консолей, состыкованных накладка- ми по переднему и заднему лонжеронам. Передний и задний лонжероны балочного типа, клепаной конструкции, состоят из верхнего и ниж- него поясов и стенки, подкрепленной стойками. Е 2* 19
13 15 156 15г 16 18 20 14 22 24 23 26 28 ; 27 30 32 34 36 37a 39 41 43 45 47 31 49 51 50 53 52 55 54 ! 57 59 61 63 65 58 64 60 62 56 48 46 44 38 40 42 37 35 33 29 25 15ff 21 19 17 15e 15a 12 24 4 19 25 26 22 23 21 20 22 13 14 17 16 15 28 29 & ' 12 Рис. 30. Фюзеляж: 1 - фонарь кабины штурмана; 2 - фонарь кабины л=В; 3-в= задняя подкилевая балка; 9— пилон; 10 — хвостовой аализ крыл , « /8 — вестибюль- /9 —передние гардеробы; 20 —первый технический отсек; 21 — кабина курсантов; 22 —аварийный реднее багажное отделение; /6- отсек Ж -л%к заднето багажного отделения; 26- заднее багажное отделение; 27-третий технический отсек; 28 - четвертый технический отсек, люк; 23 - второй технический отсек; 24 - туалет, 25 - люк заднего оагаж а_ технический отсек
Рис. 31. Крыло: 1 — цеитроплаи; 2 — съемный носок; 3 —стыковые носки «рыла; 4 — аэродинамическое ребро- 5 — концевой обтекатель; 6 — хвостовая часть крыла; 7 — внешний отсек элерона; 8 — флетнер элерона- S —внутренний отсек элерона; 10 — триммер-флетнер; 11 — внешний закрылок; 12 — интерцептор- 73 — гои дол а шасси; 14 — внутренний закрылок; 15 и 16 — шторка; 17 — передний лонжерон центро- плана; 18 — верхняя -панель центроплана; 10 — задний лонжерон центроплана; 20 — нижняя панель центроплана
/ —форкиль; г —нижний отсек носка; 3 — средний отсек носка; 4 — верхний отсек носка; 5 — концевой обтекатель; 6 — торцевая нервюра; 7 —руль направления; 8— триммер-флетиер; 9 — киль; 10 — опорная нервюра; И—ось переднего лонжерона; 12 — ось зад- него лонжерона; 13 — ось вращения руля направления; 14 — ось вращения триммера 3 Рис. 33. Горизонтальное оперение: у — съемный носок; 2 — консоль стабилизатора; 3 — концевой обтекатель; 4 — руль высоты; 5 триммер; 6 ось переднего лонжерона; 7 — ось заднего лонжерона; 8 — ось вращения руля высоты; 9 —ось вращения триммера 22
" ШАССИ Шасси самолета выполнено по трехколесной схе- ме (рис. 34) и убирается в полете. Оно состоит из передней ноги, правой и левой главных ног и ряда гидравлических, механических и электрических устройств, которые убирают и выпускают ноги, уп- равляют поворотом колес передней ноги, удержи- вают ноги в крайних положениях, открывают и за- 7 — положение самолета при обжатых амортизаторах шасси; 2—по- ложение самолета при необжатых амортизаторах шасси крывают створки люков ниш, в которых размеща- ются ноги в убранном положении, приводят в дей- ствие сигнализацию шасси об окончании уборки и выпуска ног, а также автоматически регулируют силу торможения колес главных ног, чем исключа- ется возникновение их юза. Передняя нога размещена под носовой частью фюзеляжа и установлена так, что ее амортизацион- ная стойка находится в вертикальной плоскости симметрии самолета и в выпущенном положении становится перпендикулярно продольной оси фюзе- ляжа, оставаясь в таком положении при любом обжатии амортизатора. Главные ноги размещены под крылом самолета справа и слева от фюзеляжа симметрично относи- тельно его вертикальной плоскости симметрии и установлены так, что их амортизационные стойки в выпущенном положении имеют наклон назад, причем наклон увеличивается с увеличением обжа- тия амортизатора. Перемещение центра тяжести самолета в зависимости от обжатия амортизатора показано на рис. 35. Амортизационные стойки с масляно-пневматиче- скими амортизаторами, снабженные колесами с пневматическими шинами, подкос передней ноги и подкос-цилиндры уборки и выпуска главных ног являются основными силовыми элементами шасси, посредством которых воспринимаются и передают- ся на каркас самолета нагрузки, возникающие при стоянке и передвижении самолета по земле, а так- же при его взлете и посадке. Уборка и выпуск передней и главных ног шасси, открытие замков их подвески, открытие и закры- тие задних створок люков ниш, в которых разме- щаются передние и главные ноги после их уборки, а также управление поворотом колес передней но- ги и тормозами колес главных ног производятся по- средством гидравлических цилиндров и устройств, приводимых в действие маслом АМГ-10, которое подается в них под давлением из основной и тор- мозной гидравлических систем самолета. В убранном положении передняя нога шасси раз- мещается в нише носовой части фюзеляжа, а глав- ные ноги — в нишах специальных гондол, установ- Видимое зеркало штока, мм Рис. 35. Диаграмма перемещения центра тяжести самолета . относительно осей подвески тележек главных ног шасси: X — горизонтальное перемещение центра тяже- сти; У — вертикальное перемещение центра тяжести ленных снизу на крыле самолета. Ниши после уборки ног закрываются створками. Для определения крайних положений ног после их уборки или выпуска применена световая элект- рическая сигнализация посредством красных и зе- леных ламп. Кроме световой на самолете имеется звуковая сигнализация, а для передней ноги и механическая, показывающая посредством металлического флаж- ка, установленного на механизме распора, что нога выпущена. Для улучшения управляемости и маневренности самолета при движении по земле колеса передней ноги сделаны управляемыми, а колеса главных ног снабжены гидравлическими дисковыми тормозами. Управление поворотом колес передней ноги при движении самолета по земле производится летчи- ком от педалей ножного управления совместно с уп- равлением рулем направления. Система управления поворотом колес передней ноги обеспечивает: а) на рулении поворот колес влево и вправо на угол до 55° от нейтрального положения; б) на разбеге перед взлетом и на пробеге после посадки поворот колес влево и вправо на угол до 8W; в) экстренное руление с отклонением колес до. 55° влево и вправо;
г) после отрыва самолета от земли автоматиче- ское отключение управления поворотом передних колес с установкой их в нейтральное положение в вертикальной плоскости симметрии самолета. Передняя нога шасси Передняя, нога шасси (рис. 36) состоит из амор- тизационной стойки, складывающегося подкоса, ме- ханизма распора, двух спаренных колес К-288, на- саженных на общую вращающуюся ось, поворотно- демпфирующего устройства, замка подвески, гид- равлического цилиндра уборки и выпуска, механиз- ма управления задними створками, механизма уп- равления передними створками люка передней ноги. Передняя нога шасси установлена в отсеке носо- вой части фюзеляжа между шпангоутами №8—13 так, что ее амортизационная стойка расположена в вертикальной плоскости симметрии самолета и в выпущенном положении всегда остается перпенди- кулярной к строительной горизонтали самолета. Посредством цапф, имеющихся на амортизацион- ной стойке и складывающемся подкосе, передняя нога шарнирно закрепляется в четырех узлах, ус- тановленных на продольных балках фюзеляжа по- зади шпангоутов № 8 и'И. Два передних узла служат для крепления амор- тизационной стойки, а два задних узла — для креп- ления складывающегося подкоса. Силовыми и кинематическими элементами перед- ней ноги шасси являются амортизационная стой- ка, складывающийся подкос и механизм распора. Силовозбудителем, осуществляющим уборку и вы- пуск передней ноги, является гидравлический ци- линдр. При выпущенной ноге шток цилиндра вдвинут внутрь цилиндра, а при убранной ноге выдвинут из него. Передние створки при выпущенной ноге всегда открыты, задние створки закрыты. Для обеспечения высокой маневренности самоле- та при его буксировке тягачом амортизационная стойка имеет разъемный шлиц-шарнир. Это позво- ляет поворачивать колеса передней ноги шасси на большие углы в любую сторону от нейтрального положения, но только после страгивания самолета с места. Управление поворотом колес передней ноги шасси ___ , Система управления повооотом колес передней Пеги шасси (рис. 37) построена на электрогидрав- лическом приводе со следящим устройством, пита- ется от основной гидросистемы и имеет четыре ре- жима работы: первый режим (больших отклонений) соот- ветствует. рулению самолета с убранными закрыл- ками и при полном отклонении руля направления обеспечивает угол поворота колес на ±55° от сред- него положения до упора; . — второй режим .(малых отклонений) соответ- ствует’Пробегу и разбегу самолета и при полном отклонении руля наплавления обеспечивает угол поворота колес на ±8®30' от среднего положения (взлетно-посадочный режим); ,третий режим (больших отклонений) соответ- ствует экстренно му рулению при выпущенных за- крылках и при полном отклонении руля направле- Ц ния обеспечивает угол поворота колес на ±55® от среднего положения. Во всех трех режимах отклонение колес передней ноги шасси непрерывно следует за отклонением ру- ля (положением педалей). Четвертый режим соответствует свободному ори- ентированию передней ноги, при котором как коле- са, так и педали имеют полную и независимую сво- боду движения. Это положение устанавливается ав- томатически с момента отрыва самолета от земли при взлете или по желанию летчика после выклю- чения выключателя ВГ-15К управления поворотом колес передней ноги. Переключение системы управления на каждый режим происходит следующим образом. 1. При посадке самолета включение системы на режим пробега (т. е. переход с четвертого режима на второй) происходит автоматически вследствие замыкания электроцепи через блокировочный кон- цевой выключатель, действующий при обжатии амортизатора передней ноги. IB момент замыкания электрической цепи одновременно происходит про- цесс согласования положения колес передней ноги с положением руля направления и включение в дей- ствие гидропривода. Гидропривод совмещает среднее положение ко- лес со средним положением руля направления или производит отклонение колес в соответствии с от- клонением руля. На этом режиме управляемость самолета определяется как эффективностью руля, так и эффективностью колес передней ноги шасси. По мере уменьшения скорости пробега эффектив- ность руля падает, а эффективность колес возрас- тает, т. е. суммарная эффективность управления в процессе всего пробега сохраняется постоянной. Это имеет большое значение при пробеге самолета с боковым ветром. 2. В конце пробега самолета в процессе уборки закрылков происходит включение второго блокиро- вочного концевого выключателя в механизме МКВ-411, который подготавливает электроцепь вклю- чения крана выключателем ВНГ-15К. Убрав полностью закрылки, летчик нажатием выключателя ВНГ-15К на верхнем электрощитке осуществляет переход на режим руления, т. е. пе- реход со второго на первый режим. 3. При необходимости экстренного перехода со второго режима на третий (при выпущенных за- крылках), т. е. на режим руления, необходимо на- жать выключатель ВНГ-115К и удерживать его в нажатом состоянии до окончания руления. На рулении управляемость самолета достигается только поворотом колес передней ноги. Перед взлетом самолета переход системы управ- ления на режим разбега происходит автоматически при выпуске закрылков во взлетное положение. После отрыва передней ноги шасси от земли в результате срабатывания электроблокировочного 1 концевого выключателя на амортизационной стой- ке передней ноги система автоматически обесточи- вается, колеса передней ноги устанавливаются са- мостоятельно в нейтральное положение и остаются в этом состоянии на все время, включая уборку и выпуск шасси в полете. В процессе посадки самолета все операции вы- полняются автоматически в обратной последова- тельности.
6 7 Рис. 36. Передняя нога шасси: 1 — амортизационная стойка; 2 — поворот- но-демпфирующее устройство; 3 — меха- низм распора; 4 и 7 — п ов ор от иы е р ьгч а ги; 5 — гидравлический цилиндр уборки и выпуска; 6 — замок подвески; 8 — склады- вающийся подкос; 9 — петля подвески пе- редней ноги; 10 — разъемный шлиц- шарнир; 11 — колесо с шиной высокого давления 660X200; 12 — масленка; 13— болт крепления цап- фы; 14 — цапфа; 15— узел крепления амор- тизационной стойки; 16 — .шарнирный под- шипник; 17 — узел крепления складыва- ющегося подкоса; 18 — механизм следя- щей системы; 19— пе- редняя створка; 20— задняя створка; 21 — метелка заземления к> СЛ
Верхний электро- Электрощиток щитрк летчиков командира экипажа Рис. 37. Слема управления поворотом колес передней ноги шасси: 1 — педали; 2 — качалка; 3 — тяга системы управления рулем направления; 4 — золотниковый пульт; 5 —поводок; 6 — регули- руемая тяга; 7 — гермоузел; 8— пружина; 9 — регулируемая тяга; 10— качалка; 11— кардан; 12— карданный вал; 13— рычаг; 14 — колеса; 15 — шток амортизационной стойки; 16 — гидропривод (демпфер); 17 — тяга; 18 — кран переключения; 19 — нажимной выключатель включения поворота колес’ на 55°; 20 — выключатель управления поворотом передних колес; 21 — лампа сигнализации включения поворота колес на режим боль- ших углов; 22 — срезной болт; 23 — кронштейн с регулируемым ухом
При неисправности гидроагрегатов управления разворотом колес передней ноги шасси и падении давления в гидросистеме система управления ав- томатически переходит на режим самоориентирова- ния передних колес и выдерживание направления самолета осуществляется посредством раздельного торможения колес главных ног шасси. При механи- ческом повреждении золотникового пульта автома- тически срезается специальный болт в системе свя- зи пульта, обеспечивая при этом свободу хода си- стемы управления рулем направления. При необходимости система управления поворо- том колес может быть отключена и переведена на режим самоориентирования посредством выключе- ния выключателя ВГ-115К. Система управления поворотом колес передней ноги состоит из следующих основных элементов: — педалей ножного управления рулем направле- ния; — регулируемых тяг; — гермоузла; — пружины; — ведущего поводка; — золотникового пульта РГЛ6А-0004; — следящей системы, состоящей из карданного вала, рычага и тяги; — гидропривода (демпфера); — электромагнитного крана ГА-<163/16 включе- ния и выключения золотникового пульта управле- ния поворотом колёс; — трубопроводов; — нажимного выключателя ВНГ-15К включения поворота колес на 5'5°; — выключателя ВГ-ИбК управления поворотом колес. Гидравлическая схема управления поворотом ко- лес передней ноги показана на рис. 38. Электро- магнитный кран ГА-1163/16 трехпозиционного дей- ствия с двумя распределительными клапанами Рис. 38. Гидравлическая схема управления поворотом колес передней ногн шасси: / — электромагнитный кран; 2 — золотниковый пульт управ- ления поворотом колес; 3 — штуцер левого поворота; 4 — шту- цер правого поворота; 5 — штуцер слива; 6 — обратный кла- пан; 7 — кран переключения; 8 — гидропривод (демпфер); М — штуцер малых углов; Б — штуцер больших углов предназначен для приведения в действие системы управления поворотом колес. Действие системы управления поворотом прекра- щается с момента отрыва самолета вследствие раз- рыва электроцепи концевым выключателем ДП-702 при установке штока амортизатора передней ноги в необжатое положение. В этом случае, а также и во всех остальных случаях обрыва электроцепи передняя нога становится в положение свободного ориентирования. Руление самолета производится при убранном по- ложении закрылков и включенном выключателе ВГ-15К после обязательного нажатия выключате- ля ВНГ-15К. Разбег и пробег самолета производятся при вы- пущенном положении закрылков. (Экстренное руление самолета при выпущенном положении закрылков производится при обяза- тельном нажатии нажимного выключателя ВНГЛ5К на всем пути экстренного поворота. Свободное ориентирование колес устанавливает- ся автоматически с момента отрыва самолета от земли после взлета в результате размыкания элек- троцепи крана ГА-163/16 концевым выключателем ДП-702, установленным на амортизационной стой- ке передней ноги шасси. Электросхема управления поворотом колес передней ноги шасси Электросхема управления поворотом колес пе- редней ноги шасси (рис. 39) обеспечивает автома- Рис. 39. Принципиальная электросхема управления поворо- том колес передней ноги шасси: / — выключатель управления (поворотом колес; 2 — концевой выклю- чатель сигнализации выпущенного положения передней ногн шасси; 5 — реле блокировки поворота колес; 4 — (механизм концевых выклю- чателей сигнализации положения закрылков; 5 — концевой выключа- тель блокировки поворота передних колес и управления АУАСП; б —реле блокировки поворота колес при выпущенных закрылках; 7 — выключатель включения поворота колес на 55°; 8 — лампа сиг- нализации включения поворота колес на 55°; 9 — электромагнитный кран включения механизма поворота колес; 10 — панель АЗС левая 27
го оо А -А Узел крепления качалки механизма запрокидывания тележки к амортизационной стойке Узел крепления стабилизирующего амортизатора к уху шлиц-шарнира 36 Узел крепления цилиндра уборки и выпуска к уху шлиц-шарнира Рис. 40. Главная нога шасси: /—кронштейн крыла для подвески подкоса цилиндра уборки и выпуска; 2 — подкос-цнлиндр уборки и выпуска; 3 — качалка; 4 — упругая тяга; 5 —тележка; 6 — стабилизи- рующий амортизатор; 7 — амортизационная стойка; 8 —кронштейны крыла для подвески амортизационной стойки; 9 —петля подвески главной иоги; 10 — замок подвески главной ноги; // — тормозные колеса КТ-81/3_б с шинами размером 930X305; 12 — резиновый упор; /3 —метелка заземления; 14 — гнезда для домкратов; /5 — шлиц-шарнир; /5— гайка; 17 — шплинт; /8 — упорная шайба; 19— масленка; 20—болт; 21— поршень; 22 — пружина; 23—распорная втулка; 24 — уплотнительное резиновое кольцо; 25—конт- ровочная шайба; 26 — грибковая гайка; 27 — масленка; 28— грибковая гайка; 29 — поршень; 30 — уплотнительное резиновое кольцо; 3/— пружина; 32 —болт; 33 —шайба; 34 — шток подкоса-цилиндра; 35 — ухо шлиц-шарнира; 36 — стяжные болты; 37 — хомут; 38 — контровочная пластина; 39 — масленка; 40 — стопорное кольцо; 41 — болт; 42 — втулка; 43 — штифт; « — заглушка; 45 — масленка; 46— болт; 47 — защитные шайбы; 48 — Гайка; 49 — шайба; 50 — шайба
Рис. 41. Схема размещения элементов систем управления и приборов контроля в кабине летчиков: / — педали управления рулем направления; 2 — упоры — ограничители отклонения колонок; 3 — колонки управления рулем высоты; 4 — штур- валы тросового управления триммерами руля высоты; 5 — рукоятка стопорения рулей и элеронов; б — пульт синхронизации триммеров элеро- нов; 7 — переключатель управления интерцепторами; 8 — переключатель синхронизации закрылков; 9 — переключатель управления посадочным щитком; 10— верхний приборный щиток; 11— переключатель управления триммером и механизмом триммерного эффекта взлетно-посадочно- го загружателя руля направления; 12 — лампа сигнализации нейтрального положения триммера руля направления; 13 — лампа сигнализации нейтрального положения механизма триммерного эффекта взлетно посадочного загружателя руля направления; 14 — переключатель управ- ления триммерами элеронов; .15 — лампа сигнализации нейтрального положения триммеров элеронов (по положению триммера правого эле- рона); /б-—переключатель управления стабилизатором; П — панель АЗС командира экипажа; /3 — штурвал управления элеронами; 19 — прибор- ная доска командира экипажа; 20 — верхний электрощнток летчиков; 21 — кнопка стояночного торможения; 22 — средняя приборная доска летчиков; 23— приборная доска второго летчика; 24 — переключатель управления посадочным щитком; 25 — кнопка с гашеткой управления интерцепторами тический перевод системы управления из режима руления на взлетно-посадочный режим, а затем на режим свободного ориентирования колес без вме- шательства летчиков. Включение системы производится выключателем ВГ-15К (на электрощитке командира экипажа) с трафаретом ПОВОРОТ КОЛЕСА, что достаточно для работы системы на взлетно-посадочном режи- ме. Для перехода на режим руления необходимо, кроме того, кратковременно нажать выключатель ВНГ-Г5К (на верхнем электрощитке летчиков) с трафаретом РАЗВОРОТ КОЛЕС 55°. При этом за- горается сигнальная лампа, а реле самоблокирует- ся (если закрылки убраны), что исключает необ- ходимость удержания выключателя ВНГ-45К во включенном положении. Главные ноги шасси Главные ноги шасси (рис. 40) по конструкции и количеству агрегатов одинаковы. Основными эле- ментами каждой из них являются амортизационная стойка, тележка с четырьмя тормозными колесами КТ-Ш/З^б с шинами размером 930x305, подкос- цилиндр уборки и выпуска с цанговым замком, ме- ханизмы управления боковыми створками люка, замок подвески, механизм опрокидывания тележки со стабилизирующим амортизатором и другие де- тали. Каждая главная нога шасси посредством травер- сы цилиндра амортизационной стойки и подкос- цилиндра уборки и выпуска шарнирно подвешива- ется под крылом самолета на кронштейнах, уста- новленных на силовых элементах каркаса крыла. Ноги шасси убираются назад и в убранном по- ложении размещаются в нишах гондол таким об- разом, что тележки шасси оказываются повернуты- ми вокруг осей подвески и расположенными над амортизационными стойками с опрокинутыми вверх колесами. В убранном положении ноги шасси удерживают- ся замками подвески, установленными на корпу- сах передних ведущих редукторов механизмов уп- равления задними створками. После уборки ног люки их ниш закрываются щитками и боковыми створками. После выпуска главных ног щитки и боковые передние створки остаются открытыми, а задние боковые створки за- крываются. Механизмы задних створок приводятся в дей- ствие гидравлическими цилиндрами. Все подвижные соединения главных ног шасси имеют масленки, через которые производится смазка. УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ Управление самолетом спаренное, обеспечиваю- щее возможность одновременного пилотирования 29
самолета двуМИ рядом сидящими летчиками или раздельно — командиром экипажа или вторым лет- чиком, В кабине летчиков (рис. 41) для каждого из них смонтированы соответствующие элементы систем управления самолетом и приборы конт- роля. Основными органами управления самолетом от- носительно его трех взаимно перпендикулярных осей являются руль высоты, руль направления и элероны. Все они приводятся в действие с по- мощью жесткой проводки, соединенной с колонка- ми, педалями и штурвалами командира экипажа и второго летчика. Кроме этих основных органов управления на са- молете имеются переставляемый (управляемый) в полете стабилизатор, закрылки, посадочный щиток и интерцепторы. Управление закрылками производится электроме- ханизмом МПЗ-118А-5, который приводится в дей- ствие перемещением ручки механизма МКВ-43А. Управление закрылками электродистанционное. Переключатель рода работы имеет положения РУЧНОЕ — АВТОМАТ — ВЫКЛЮЧЕНО (распо- ложен на верхнем приборном щитке летчиков). При нормальной работе закрылков переключатель находится в положении АВТОМАТ. Закрылки авто- матически отрабатывают угол отклонения, задан- ный рукояткой управления по лимбу. Контроль за положением закрылков осуществля- ется по двухстрелочному указателю и сигнальной лампе (расположена на верхнем приборном щитке летчиков). Указатель показывает отклонение за- крылков в градусах, а горение сигнальной лампы — нарушение синхронизации. Во избежание взлета самолета с убранными или выпущенными на угол менее 8° закрылками сраба- тывает звуковая (предупредительная) сигнализа- ция (сирена). JB системе управления посадочным щитком ис- пользуется электромеханизм МПЗ-18. Управление интерцепторами осуществляется дву- мя гидравлическими приводами с гидравлической синхронизацией правого и левого интерцепторов. Системы продольного, путевого и поперечного управления самолетом Продольное, путевое и поперечное управление самолетом (рис. 42) осуществляется рулем высоты, рулем направления и элеронами соответственно. Руль высоты и элероны приводятся в действие вручную посредством колонок и их штурвалов. В системе управления рулем направления исполь- зуется необратимый однокамерный гидроусилитель ГУ->1О8Д. Имеется автономная гидросистема с на- сосной станцией НС-45 для питания гидроусилите- ля ГУ-108Д рабочей жидкостью в случае неисправ- ности основной гидросистемы. Нормальное управление рулем направления про- изводится с помощью гидроусилителя, работающе- го от основной гидросистемы, или в случае ее от- каза— от автономной гидросистемы. Переключение с основной на автономную гидросистему происходит автоматически или принудительно. При отказе обеих гидросистем (основной и ав- тономной) или при неисправности гидроусилителя обеспечена возможность перехода на безбустерное 30 (без гидроусилителя) управление рулем направле- ния. Управление рулем высоты и элеронами не свя- зано с гидросистемами самолета. Нагрузка на ко- лонке и штурвале управления создается за счет аэродинамических шарнирных моментов, возникаю- щих при скоростном напоре на руле высоты и эле- ронах по мере их отклонения от нейтрального по- ложения в полете. В целях улучшения характеристик зависимости усилий на штурвале от изменения угла отклонения элеронов (угла поворота штурвала) в системе уп- равления элеронами установлен постоянно вклю- ченный пружинный загружатель, который создает дополнительную нагрузку на штурвале по мере его отклонения. Установленный в системе управления рулем на- правления необратимый гидроусилитель ГУ-108Д воспринимает на себя полностью всю нагрузку от аэродинамических шарнирных моментов, возника- ющих по мере отклонения руля от нейтрального по- ложения в полете. Поэтому при нормальном (с вклю- ченным гидроусилителем) управлении рулем на- правления нагрузка на педалях создается искус- ственно— взлетно-посадочным пружинным загру- жателем. Для ограничения углов отклонения руля направ- ления на больших скоростях полета на самолете введен полетный пружинный загружатель. Включение полетного загружателя в систему уп- равления рулем направления происходит автомати- чески при включенном гидроусилителе ГУ-108Д и уборке закрылков. Для уменьшения при необходимости нагрузки на педалях от взлетно-посадочного загружателя руля направления имеется электромеханизм триммерно- го эффекта, управление которым осуществляется с помощью переключателя, используемого при от- ключенном загружателе для управления тримме- ром руля направления. На самолете применен автопилот АП-6ЕМ-ЗП. Рулевые машины автопилота с помощью тросов и их секторов связаны с жесткими проводками си- стем управления элеронами, рулем высоты и рулем направления. Для улучшения затухания боковых колебаний самолета на всех режимах полета (при выключен- ном автопилоте), а также для улучшения боковой управляемости самолета на взлетно-посадочных ре- жимах служит двухканальный демпфер рыскания ДР-ФЭ4М, исполнительные механизмы которого — рулевые агрегаты управления РАУ-408— установ- лены последовательно в системе управления рулем направления. Демпфер рыскания включается в управление са- молетом автоматически при нормальном давлении в гидросистеме и включенном в работу гидроуси- лителе. В случае неисправности гидроусилителя ГУ-ll08Д или падения давления в гидросистеме демпфер ДР-134М автоматически отключается. Включение демпфера рыскания сблокировано с автопилотом: при включении автопилота демпфер ДР-134М автоматически отключается. Основные органы управления снабжены: руль высоты — триммерами, руль направления —трим- мером-флетнером, элероны — триммерами-флетне- рами и флетнерами.
со Вид В /2 Направление полета Б 26 шп. 27шп 28 шп 25 шп. управления рулями и элеронами: 5 6 15 бит 15вшп 15гшл. 17шп 18шп. 19шп 20шп 21 шп направляющего Установка на втором лонжероне центроплана 13 узла. 29 шп Узел Рис. 42. Схема 1— колонки управления; 2 — педали; 3 — установка пружинного загружателя руля на- правления; 4 — тягн проводки управления элеронами; 5— тяги проводки управления ру- лем направления; 6— тяги проводки управления рулем высоты; 7 — рулевая машина элеронов; 8— установка пружинного загружателя элеронов; 9— направляющие узлы; 10 — тяга; 11— двуплечиая качалка; 12 — элероны; 13 — интерцепторы; 14 — гермовывод; тяг; 15— рулевая машина руля направления; 16— секторная качалка управления рулем направления; 17 — рулевой агрегат; 18 — рулевая машина руля высоты; 19 — секторная* качалка управления рулем высоты; 20 — гидроусилитель; 21 — руль направления; 22 — руль высоты; 23 — электромеханизй управления стабилизатором МУС-7А; 24, 25, 26 и 27 — роликовые направляющие; 28 —- герметические узлы управления элеронами; 29 — уста- новка полетного загружателя руля направления
s о §" s к СО Ж 8 У со Ж к ч ft а 0 с § X § §• о 2 Я ь § а я > §1 a s 1 g е 1 §• § й ч о я ж (в о s а § о та I §J. 9- 2 <0 О a « 3 2 S § « о 2 2 ж X со с в ж ч « 2 ж х s ч о X Я S ж ж §• I SS | g « § jP S _ g s »s S я § s. §' О 2 я со ч ж s 4 о ч ft Ч ж ч ж ж •V А Ч Ч Ч « ж со С со Ч X 5 3 'S 5 I ж ’ ч 3 ж s § s и S §• Ж ч со X ж 8 3 8 § 8 X § X Ё S ж i § = «5 I & ж § Я ж ° ж 8 | £ со о со а о s ч 8 g а х ё 8 & § о ж & 2 о ж S § X ч X ж со я § к X 3 2 3 ж х - £ 3 2 s ж ж I | ш X р. ® 4> Ч и « « ± з со 2 S § з 2 8 а S э ч 3 ж о ж ч 1 4 ‘ m ж § та д § 3 »Я д СО а з я S о ж ж к £ 5 £ я о. е 2 2 § Й § ° S «V л. а У «V I ж 8 е । । J? Lra 7. | i а 0 § Ч о о X 5 в 4 я я S <1> (в ж со С Ж J .. ж “ ь f । 5 as К « я S 8 S “ И Ж ж s ч & *5 ч к « 2 S « з g = о « о л 5 н x 3 Й и я Й « 8 S X О 2 <D в 8 1 £ 3 2 x ft я« « g а з 4k. W< .4* О >Q 'g Я О o X О Я в э « ж <и S Ж X ж s g S о л о g 5 о .. _ -й 5 ч Ж К ж ж ф| a a> 2 § 3 № ж ч я ft £ g 8 § ВИ о 8 Д 5 s 5 8 9 яI 8 о X ч s СО О t Ж 8 СО а X ё X о 8 X <5 О *о Q ж £ « X X СО ж а ж § У со а 9 Ж ж 3 X ж "L I"» X g 5 5 Ч а 5 3“ Й х ft S ч ж S Ч £ я § а о. ж *е< w та § & О X о ж § ж 8 ж X ч У X х 3 ж ж ч X X X t X ж ж X X X X § £ I g « 8 г ®Л Я „ ж i о ж 2 И я В а § g 5 х g и 2 ж Е ж 3 о * § I 3 X X •& 2 о й я со & .« и X X X Ж 2 <V ф 5 о й СО А Ч Ч о 2 ж X X X я 8 ж X S о С L? со Ж Я ® w g S i 4 Q S ч£ 2 ж & X ж X X о о 2 X ж X Управление триммерами руля высоты осущест- вляется с помощью двух систем: 1) электрической (основной), приводимой в дей- ствие электромеханизмом УТ-115; 2) механической — тросовой (дублирующей), приводимой в действие вращением штурвалов,. Для предохранения основных органов управления от разбалтывания ветром при стоянке на земле на самолете имеются стопорные механизмы, управляе- мые рукояткой, смонтированной на пульте коман- дира экипажа. Для исключения взлета с застопоренными руля- ми и элеронами система стопорения сблокирована с секторами управления двигателями. Все жесткие тяги проводки управления проло- жены на поводках-качалках и в роликовых направ- ляющих. ГИДРАВЛИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ Гидравлическое оборудование самолета выполне- но в виде трех самостоятельных, независимых одна от другой систем /(рис. 43): — основной гидравлической системы; — тормозной гидравлической системы; — автономной гидравлической системы. Каждая система имеет бак, гидроаккумуляторы, аппаратуру регулирования и управления, а также коммуникации. Система дренажа и наддува является общей для трех гидравлических систем. Наддув бака насосной станции автономной системы производится из об- щей сети наддува через штуцер наддува с обрат- ным клапаном. В случае переполнения гидравлического бака ос- новной гидросистемы излишек масла через линию дренажа сливается в дренажный бачок основной гидросистемы, а в случае переполнения гидравли- ческого бака тормозной гидросистемы излишек мас- ла через линию дренажа сливается в дренажный бак тормозной гидросистемы. При переполнении гидравлического бака насосной станции НС-45 из- лишек масла через самостоятельную линию дрена- жа сливается в гидравлический бак основной гид- росистемы. Оба дренажных бака расположены ниже уровня гидравлических баков основной и тормозной систем. Верхние воздушные полости гидравлических ба- ков и гидравлического бачка насосной станции со- общаются с дополнительными объемами дренаж- ных баков, в которых поддерживается в полете по- стоянный наддув сжатым воздухом с давлением 1,2 ± 0,1 кГ/см2. Потребное для создания наддува количество воз- духа отбирается от компрессора каждого двигате- ля. Поддержание постоянства наддува осуществля- ется регулятором давления воздуха, установленным на дренажном баке тормозной гидросистемы. Величина наддува контролируется по воздушному манометру, установленному у гидробака тормозной системы. Обратное движение воздуха из системы наддува к компрессору двигателя предотвращается посредством обратных клапанов. Проверка действия системы наддува на стоянке самолёта производится через бортовой штуцер над- дува на панели бортового питания основной гидро- системы. Размещение агрегатов гидравлического оборудо- вания на самолете приведено на рис. 44. 2 <У ч я 2 о X s I i X X 2 ж X со сз Ж ч ... Ж я 1-Г ft X ж £ 2 § я ; « 3 О | ” « = а» « g а 3 ж ж « « 3 А ж я Ь Л Ж Я 5 « 2 S О Ф а 5 ь ю Ж Л £ & 5 Я I я аз | 3 ® । ® §& X ft *• %» to 2 я § ж '« ж ** ф ж ж ж ж <я § ф <0 а $ э s ч § § I X е> ж л. Ж г* Г Й М ® га ж § X X в 9 2 X gl 2 § 2 3 я а £ 2 Я £ й ” § I оо § 5 о Ж ~ L“ с Ж 3 ж ж к ж ж Ф % § ж £ Ч е* § 8 ЕГ Ж Ч ffi СО И JJ Ч »& в , Ж X I 2 § Я 8 § I Э 8 g 8 s & « J - § О 3 м § & £ я S8 Ж о а § *«а § £ 5 *5 о ч & g Н ж •* А ч § Ж § § g §* И »х в g я я ж ж « •- х 3 а а ж со С со 9 3 я о X ж ж X ч 2 3 Зак. 3643дсп 3 ж о ч о X о а ч X X Я л а а з 2 1-1 « Ж «за О ж X Ь Л X 2 о я X о ж ж X ° 2 'Х «-0'2 г а Ч 8 & т 3 я § в о 2 ж а 2‘ ж ч £ у ж ® 1> I а я а Ч 5 * I 3 । § я Л S £ й 5 а iso & g 3 х а я Е „ й О S 2 3 я ч S » ж СО в 33
Рис. 44. Размещение агрегатов гидравлического оборудования на самолете: 1 — клапаны основного управления тормозами; 2 — привад стеклоочистите- ЛЯ; 3 — дроссельный кран управления стеклоочистителем; 4—.кран управ-, ления Цоворотом колес передней ноги шасси; 5— гидробак тормозной си- стемы;,6 — электропроводной насос; 7 —дренажный бак-тормозной систе- мы; 8 — цилиндр управления задними створками передней ноги шасси; 9— панель агрегатов тормозной системы; 10— гидроаккумулятор аварийной тормозной системы; 11 — гидроаккумулятор тормозной системы; 12 — кла- пан отключения; 13— панель агрегатов основной гидросистемы; 14 — па- нель агрегатов Гидросистемы; 15 — панель агрегатов автомата торможейия; 16— подкос-цнлиндр уборки ,н выпуска главной ноги шасси; 17 — клапан перепуска; 18 — цилиндр управления интерцепторами; 19— цилиндр управ- ления задними створками главной ноги шасси; 20 — замок подвески глав- ной ноги; 21— холодильник; 22 — панель бортового питания основной гид- росистемы; 23— гаситель пульсации; 24 — гидронасос; 25 — гидробак основ- ной системы; 26 — электродвигатель насосной станции; 27 — гидроусилитель руля направления; 28 — панель агрегатов управлении, гидроусилителем руля Направления; 29 — гидроаккумулятор основной системы; 30 — гидро- аккумулятор питания гидроусилителя; 31 — насосная станция; 32— дренаж- ный бачок основной системы; 33— перекрывной кран основной системы; 34 — привод механизма включения загружателя руля направления; 35 — замок подвески передней ноги шассн; 36— цилиндр уборк-н и выпуска пе- редней'ноги шасси; 57— золотниковый пульт управления поворотом колес передней иог-н шасси; 38 — механизм распора передней иоги шассн; 39 — демпфер; 40— кран аварийного выпуска шасси; 4J — клапан аварийного торможения; 42 — сливной фильтр основной системы; 43 — дроссели посто- янного расхода; 44 — сигнализатор давления; 45 — дроссель; 46— сливной фильтр тормозной системы; 47 — предохранительный клапан; 48 — пайель агрегатов зарядки гидроаккумулятора; 49 — влагоотстойник; 50 — панель агрегатов заправки бака тормозной гидросистемы; 51— панель агрегатов заправки бака основной гидросистемы и 17 16 15 — 45— 14--- 13------ 40 473 41 W 38 33
Основная гидравлическая система Основная гидравлическая система предназначена: для уборки и выпуска шасси с открыванием и закрыванием створок; — для управления поворотом колес передней но- ги шасси; — для управления интерцепторами; — для управления стеклоочистителями; — для управления гидроусилителем ГУ-108Д ру- ля направления. Рабочее давление в основной гидросистеме, созда- ваемое двумя гидронасосами, установленными на каждом двигателе,— 210 кГ/см2. Гидронасос имеет, переменную производитель- ность с саморегулированием по давлению в системе: производительность насоса уменьшается с повыше- нием давления в гидросистеме и, наоборот, с пони- жением давления увеличивается. Для охлаждения и смазки трущихся частей на- соса в период между рабочими операциями (в ре- жиме нулевой производительности) в системе ис- кусственно поддерживается постоянный расход 4,2 ± 0,3 л/мин на каждый насос. Для уменьшения величины пульсаций давления жидкости в гидросистеме, возникающих в результа- те работы насосов НП-43М/1, в линию давления в непосредственной близости от насосов НП-43М/1 установлены два гасителя пульсаций давления. В основной гидросистеме установлены два гид- роаккумулятора, один из которых предназначен для дополнительного питания гидравлической сети уп- равления гидроусилителем руля направления, а дру- гой для повышения энергоемкости основной гидро- системы при уборке шасси (на случай отказа одно- го двигателя или насоса на взлете). В целях уменьшения времени уборки шасси на взлете в случае отказа одного насоса НП-43М/1 в линию зарядки этого аккумулятора введен дополни- тельный электрокран ГА-184У/39, который включа- ется одновременно с включением электрокрана ГА-142/1 и исключает в процессе уборки возмож- ность подзарядки гидроаккумулятора, обеспечивая при этом его разрядку для уборки шасси. Управление интерн е п тора м и Интерцепторы являются воздушными тормозами и предназначены для уменьшения длины пробега самолета после посадки. Выпуск и уборка интерцепторов производятся гидроприводами (цилйндрами) от основной гидро- системы. Управление интерцепторами электрогидравличе- скре, выполнено по двухпроводной гидравлической схеме параллельного действия двух гидравлических приводов (цилиндров) с гидравлической синхрони- зацией правого и левого интерцепторов и состоит из следующих основных агрегатов: - г- гидравлического электромагнитного крапа ГА-163/16; — гидравлического синхронизатора (порционе- ра) ГА-215; — гидравлических цилиндров левого и правого интерцепторов; — обратного клапана в линии слива. ' В убранном положении интерцепторы запирают- ся'шариковыми замками в гидравлических цилин- драх.: Для синхрОнйзацйи движения правого И левого интерцепторов в линию на выпуск включен гидрав- лический синхронизатор. По достижении,крайнего убранного положения интерцепторы запираются на внутренние шариковые замки цилиндров. Управление стеклоочистителями Управление стеклоочистителями включает следу- ющие агрегаты: — два дроссельных крана управления приводами стеклоочистителей ГА-230; — два привода стеклоочистителя ГА-211А-00-6; — два предохранительных клапана Н5810-25М. Приводы стеклоочистителей включаются в дейст- вие плавным открытием кранов ГА-230. До момен- та включения гидросистемы краны должны быть за- крыты. Давление в гидросистеме до кранов ГА-230— 210 кГ/см2, за ними — до 150+5 кГ/см2. Управление гидроусилителем руля направления Система управления гидроусилителем руля нап- равления ГУ-108Д питается от основной системы. В случае выхода из строя основной гидросистемы питание гидроусилителя осуществляется от авто- номной гидросистемы. Автономная гидросистема включается на питание гидроусилителя посредством переключателя 2ППНГ-15К, установленного на верхнем электрощитке летчиков. Для обеспечения нормальной работы на переход- ных режимах в линию питания гидроусилителя от основной гидросистемы включен один гидроаккуму- лятор. Этот гидроаккумулятор заряжается до ра- бочего давления от основной гидросистемы через обратный клапан, который полностью изолирует систему питания гидроусилителя от влияния рабо- ты других систем управления, питающихся также от основной гидросистемы. Гидроусилитель выполнен по необратимой схеме. В системе управления гидроусилителем руля направления установлен гидропривод (цилиндр) ме- ханизма включения пружинного загружателя. Этот цилиндр при включении гидроусилителя автомати- чески включает пружинный загружатель, который создает имитацию усилия в рулевом управлении, а при выключении гидроусилителя или в случае паде- ния давления в гидравлической системе ниже до- пускаемой нормы шток в цилиндре возвращается в исходное убранное положение пружиной механизма включения пружинного загружателя. Перед поступлением в гидроусилитель масло до- полнительно фильтруется через фильтр тонкой очи- стки, установленный на самом гидроусилителе. Система управления гидроусилителем от основ- ной гидросистемы имеет дистанционный электро- магнитный кран ГА-165 включения и выключения управления гидроусилителем руля направления. В системе управления гидроусилителем руля на- правления применяется пониженное до 90— 100 кГ/см2 давление, для чего после крана ГА-165 установлен редуктор ГА-230-1Т, расположенный также на панели агрегатов управления-гидроусили- телем руля направления. 3* 35
Тормозная гидравлическая Система Тормозная гидравлическая система предназнача- ется: — для основного торможения колес главных ног шасси; — для аварийного торможения колес главных ног шасси; j — для аварийного управления выпуском шасси. Давление в гидросистеме— 210 кГ/см2. Рабочая жидкость — масло АМГ-10, ГОСТ 6794—53. Основное количество масла содержится в гидрав- лическом баке. Давление в системе создается электроприводным насосом 465Д. Гидравлический бак основной гидросистемы Гидравлический бак основной гидросистемы (рис. 45) представляет собой резервуар цилиндри- ческой формы емкостью 41 л, предназначенный для содержания основного количества масла, необходи- мого для питания основной гидросистемы. Установ- лен бак в форкиле в районе шпангоутов № 51—53. Верхняя полость бака сообщается с системой надду- Рис. 45. Гидравлический бак основной гидросистемы: / — корпус бака; 2 — штуцер наддува; 3 — перфорированная пе- регородка; -/ — датчик дистанционного уровнемера; 5 — фильтр в заливной горловине; 6 — заливная горловина; 7 — боковой шту- цер, закрытый заглушкой (предназначен для измерения темпе- ратуры масла); 8 —поплавок уровнемера; 9— штуцер питания насосов; 10 — штуцер слива; 11 — штуцер возврата масла ва. Внутри бака имеется горизонтальная перфори- рованная перегородка, предназначенная для успо- коения колебаний уровня масла при ускорениях са- молета. Полость бака сообщается с магистралью питания гидронасосов и с магистралью слива отра- ботанной жидкости. Для слива масла из бака име- ется штуцер. Уровень масла в гидравлическом ба- ке основной гидросистемы контролируется дистан- ционным поплавковым уровнемером УМПМ1-4. Гидравлический бак тормозной гидросистемы Гидравлический бак тормозной гидросистемы (рис. 46) представляет собой резервуар цилиндри- ческой формы емкостью 28+2 л, предназначенный для содержания основного количества масла, необ- ходимого для питания тормозной гидросистемы. Ус- тановлен бак на правом борту между шпангоутами № 8 и 9. Верхняя полость бака сообщается с систе- мой наддува. Внутри бака имеется сплошная гори- зонтальная перегородка с одним патрубком и дре- нажными отверстиями, предназначенная для преду- преждения оголения штуцера питания насоса при отрицательных перегрузках. Полость бака сообща- ется с магистралью питания гидронасоса и с маги- Рис. 46. Гидравлический бак тор- мозной гидросистемы: / — штуцер питания ручного насоса; 2 — штуцер питания насосной станции; 3 — штуцер слива; 4 — штуцер возвра- та масла; 5 — горизонтальная перего- родка; 6 — гидравлический масломер; 7 — корпус бака; 8 — заливная горлови- на; 9 — штуцер наддува; 10 — штуцер манометра; 11 — фильтр в заливной гор- ловине стралью слива отработанной жидкости. Нижний штуцер соединяется с ручным насосом. Для слива масла из бака имеется штуцер, соединенный трубо- проводом с краном слива в нише передней ноги шасси. Уровень масла в баке контролируется гидравли- ческим масломером. Дренажный бачок основной гидросистемы Дренажный бачок основной гидросистемы (рис. 47) представляет собой резервуар цилиндри- ческой формы емкостью 2,5 л, предназначенный для собирания масла, .выплескиваемого из гидро- бака основной системы в случае его переполнения. Установлен бачок на левом борту у шпангоута № 51 над полом. Чтобы исключить возможность создания повы- шенного давления в этом бачке и в связанном с ним баке основной гидросистемы, в его конструкции име- ется предохранительный клапан. Дренажный бачок тормозной гидросистемы Дренажный бачок тормозной гидросистемы (рис. 48) представляет собой дополнительный за- пасной резервуар емкостью 15 л. Он предназначен 36
для размещения дополнительного объема масла на случай переполнения гидравлического бака тормоз- Рис. 47. Дренажный бачок основной гидросистемы: 1 — воздушный предохранительный клапан; 2 —дренажный штуцер; 3 —сливной шту- цер ной гидросистемы и для поддержания заданной ве- личины подлавливания в линии питания насоса тор- мозной системы. Автономная гидросистема Автономная гидросистема предназначена для пи- тания рабочей жидкостью гидроусилителя руля на- правления ГУ-108Д в случае выхода из строя основ- ной гидросистемы самолета. Источником давления в автономной гидросистеме служит насосная стан- ция НС-45. Автономная гидросистема имеет свои источники давления, гидробачок с рабочей жидкостью и само- стоятельную систему регулирования производи- тельности, а также свои коммуникации вплоть до клапана переключения на гидроусилителе. Все гидравлические агрегаты, входящие в насос- ную станцию НС-45, скомпонованы в одном кор- пусе. Контроль за давлением наддува в бачке насосной станции осуществляется по манометру МВ-10М, ус- тановленному на корпусе насосной станции. Автономная гидросистема может включаться в ра- боту автоматически и принудительно. Запуск насосной станции и подключение ее на пи- тание гидроусилителя производится переключате- лем 2ППНГ-15К, который установлен на верхнем щитке летчиков и имеет три положения: АВТОМАТ, ВЫКЛЮЧЕНО, ПРИНУДИТЕЛЬНО. Для контроля за давлением в автономной гидро- системе на верхнем приборном щитке летчиков ус- тановлены манометр и сигнальная лампа, загораю- щаяся при падении давления в автономной гидро- системе ниже 40 ±5 кГ/см2. Автоматическое включение автономной гидросистемы Перед взлетом самолета переключатель насосной станции установить в положение АВТОМАТ. При падении давления в основной гидросистеме ниже 100±5 кГ/см2 автоматически включается насосная станция НС-45. При достижении давления в авто- номной гидросистеме 30±5 кГ/см2 происходит пере- кладка клапана переключения на гидроусилителе ГУ-108Д, в результате чего основная гидросистема Рис. 48. Дренажный бачок тормозной гидросистемы: / — штуцер слива масла; 2 —штуцер дренажа; 3 — регулятор давления наддува; 4 — штуцер наддува; 5 — предохранительный клапан - ------ 37
отсекается и гидроусилитель переключается на пи- тание от автономной гидросистемы. Одновременно рабочая жидкость подводится к приводу загружате- ля руля направления. Принудительное включение автономной гидросистемы В случае отказа автоматического включения ав- тономной гидросистемы необходимо перевести пе- реключатель насосной станции в положение ПРИ- НУДИТЕЛЬНО. Последовательность работы гид- роагрегатов автономной гидросистемы в этом слу- чае такая же, как и при автоматической. ‘ При падении давления в автономной гидросисте- ме ниже 40±5 кГ/см2, а также в момент запуска насосной станции и увеличения давления до 40± ±5 иГ/см2 происходит загорание сигнальной лампы автономной гидросистемы. После выхода насосной станции на рабочий режим сигнальная лампа гас- нет. Проверка гидравлических систем перед полетом и эксплуатация их в полете Перед полетом необходимо: ;— проверить наличие масла АМГ-10 в гидравли- ческих баках гидросистем (в баке основной гидро- системы при полностью заряженных гидроаккуму- лЯторах должно быть 22—23 л; в баке тормозной гидросистемы при полностью заряженных гидроак- кумуляторах и включенном стояночном тормозе должно быть 15,5—17,5 л; в бачке насосной станции автономной гидросистемы — 5.л); — проверить работоспособность насосной станции НС-45 по возрастанию давления в системе и пога- санию сигнальной лампы на верхнем приборном щитке летчиков; — зарядить гидроаккумулятор аварийного тормо- жения до 210 кГ/см2 (перед началом руления). После страгивания самолета с места включить управление поворотом колес передней ноги шасси и проверить действие системы. В начале движения самолета необходимо опробо- вать работу основных тормозов нажатием педалей, а затем и аварийных тормозов сначала раздельным, а затем одновременным плавным взятием рукояток аварийного торможения на себя. После проверки системы аварийного торможения дозарядить ее гид- роаккумулятор до 210 кГ/см2. Если при опробова- нии основных тормозов самолет не останавливается, нужно немедле'нно затормозить его от системы ава- рийного торможения до полной остановки, выклю- чить двигатели и отбуксировать самолет на сто- янку. В полете контролировать работу гидросистем по показаниям манометров и загоранию ламп сигнали- зации падения давления. Частое автоматическое включение электропривод- ного насоса тормозной гидросистемы указывает на негерметичность этой системы и утечку из нее рабо- чей жидкости. СИСТЕМА СЖАТОГО ВОЗДУХА Система сжатого воздуха самолета предназначена для закрытия заслонок патрубков продува генера- торов прй тушении пожара в мотоГойдолах. 1 / Источником питания системы является баллон сжатого воздуха емкостью 3 л, заряжаемый на зем- ле до давления 150 кГ/см2. Давление воздуха в системе контролируется по манометру МВ-250М, установленному в районе щитка бортовой зарядки. В систему сжатого воздуха входят следующие аг- регаты: — воздушный баллон Н6151-24; — бортовой зарядный штуцер, агр. 3509С50; — воздушный фильтр, агр. 442; — запорный кран, агр. 219К; — обратный клапан № 636100М; — редукционный (предохранительный) клапан, агр. 448; — воздушный редуктор ИЛ611-150-55; — электропневмоклапаны ЭК-69 (2 шт.); — трубопроводы и арматура. * Заряжается система сухим сжатым воздухом от аэродромного баллона через бортовой штуцер. Размещение агрегатов системы сжатого воздуха показано на рис. 49. - ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА На самолете применены воздушно-тепловые и электротепловые противообледенители, обеспечива- ющие надежную защиту самолета от обледенения при эксплуатации. Крыло, киль, носки воздухозаборников, лопатки ВНА и коки двигателей имеют воздушно-тепловые противообледенители. Источником тепла является горячий воздух, отбираемый от компрессоров дви- гателей, Передние кромки стабилизатора и обзорные стек- ла кабины экипажа имеют электротепловые проти- вообледенители. Кроме того, приемники полного давления (ППД), датчик угла атаки и рулевые ма- шины автопилота имеют электрические обогрева- тельные устройства. Электрические нагревательные элементы проти- вообледенителя стабилизатора и обогревателей при- емников воздушного давления и рулевых машин ав- топилота питаются постоянным током, а нагрева- тельные элементы стекол — переменным. На самолете установлен сигнализатор обледене- ния РИО-3, который включает сигнальное табло ВКЛЮЧИ П/ОБЛЕД. Противообледенитель крыла и киля Воздушно-тепловой противообледенитель крыла и киля (рис. 50 и 51) предназначен для защиты от обледенения передних кромок носков крыла, киля, а также корневых участков носков крыла. В условиях обледенения носки крыла, киля, а так- же корневые участки носков крыла обогреваются горячим воздухом, отбираемым от V ступени 2-го каскада компрессора каждого двигателя. При отказе в работе одного из двигателей обогрев носков крыла и киля и корневых участков носков крыла может быть обеспечен от одного работаю- щего двигателя.’ Работа противообледенителя крыла и киля конт- ролируется Термометром' ТЦТ-13, датчик которого 38
rR|IWf!|Wir ............ /TjiiHBr1'-" "‘''""'nr,,"iTBr!iiniirrwiipir Узел A i Уз ел Б Узел В Бмавм* саами mmvmhWwu 0 в Щиток бортовой зарядки. Р«с- 49. Размещение агрегатов системы сжатого воздуха: воздушный баллон; 2 —редукционный клапан; 3 — штуцер бортовой заряда; 4 —воздушный Лильто- 5 — запойный к управления механизмами заслонок продув/генераторов; 8- манометр? S - обра?Аый клапан редуктор; 7 - электропиевмоклапаиы Установка воздушного баллона и редукционного клапана 39 шп. 40 шп. 50 шп. 7 Установка панели воздушных агрегатов
Рис. 50. Противообледенитель крыла и киля: 1— накидная гайка; 2— асбестовая прокладка; 3— шайба; 4— штуцер; 5 — датчик; б— корпус обратного клапана; 7 — пружины; 8— заслонка; 9— теплоизоляционный чехол; 10 — экран; 11 — про- дольная стенка; 12 — гофрированные панели; 13 — обшивка панели; 14 — воздухопровод; 15 — перекрывные заслонки; 16 — обратные клапаны; 17 — компенсатор; 18 — электромехаиизм МПК-5А; 19 — оплетка; 20 — экран; 21 — соединительный фланец; 22 — стакан; 23 — компенсатор; 24 — перекрывное устройство; 25 — гофрированные панели; 26 — продольная стенка; 27 — экран; 28— обшивка носка; 29— воздухопровод для обогрева корневой части носка крыла
Панель АЗС Рис. 51. Принципиальная схема управления про- тивообледенителями крыла и киля: / — электромеханнзм перекрывной заслонки; 2 — табло сигнализации закрытого положения перекрывиых засло- нок; 3 — табло сигнализации открытого положения пере- крывиых заслонок; 4 — переключатель противообледени- телей 'Крыла и киля; 5 — указатель температуры обогре- ва крыла н киля; 6 — датчик; 7 — обратный клапан
установлен на входе горячего воздуха в носок пра- вой консоли крыла, указатель находится на щитке мотоприборов и ВСУ. Температура горячего возду- ха должна быть не более +230° С. В состав противообледенителя входят: — противообледенительное устройство носков крыла, киля, а также корневых участков крыла; — система подачи горячего воздуха; — термометр ТЦТ-13 контроля температуры го- рячего воздуха. На крыле установлены шесть съемных носков (по три на каждой консоли). Внутренняя полость носка разделена продольной стенкой на две камеры: переднюю — А и заднюю — Б, сообщающиеся между собой через каналы гофра верхней и нижней гофрированных панелей. Съемный носок киля состоит из трех отсеков, по конструкции аналогичных носку крыла. Система подачи горячего воздуха состоит из воз- духопровода, двух перекрывных заслонок, управляе- мых электромеханизмами МПК-5А, и двух обрат- ных клапанов. Для проверки работы противообледенителя при работающих двигателях необходимо включить пере- ключатель противообледенителя и убедиться по до- кладу техника на земле, что из жалюзи на концах обтекателей крыла идет струя теплого воздуха. Проверку исправности системы подачи горячего воздуха в носки крыла, киля и корневые участки носков крыла производить при работе двигателей на режиме малого газа. Во избежание перегрева нос- ков крыла и киля противообледенитель включать на земле на время не более 1,5 мин. Контроль за работой противообледенителя вести по указателю температуры и загоранию табло П/О КРЫЛА И КИЛЯ ВКЛЮЧЕН и П/О КРЫЛА И КИЛЯ ВЫ- КЛЮЧЕН. Противообледенители воздухозаборников, лопаток входных направляющих аппаратов (ВНА) и коков двигателей Для защиты от обледенения носки воздухозабор- ников, лопатки ВНА и коки двигателей обогрева- ются горячим воздухом, отбираемым из-за V или X ступеней 2-го каскада компрессора каждого двига- теля. Переключение отбора воздуха с X ступени на V —: автоматическое. Противообледенительная система каждого дви- гателя автономная. Она состоит из воздухопрово- дов, перекрывной заслонки с электромеханизмом, противообледенительных устройств воздухозаборни- ка, лопаток ВНА и кока двигателя (рис. 52 и 53). Включение и выключение подачи воздуха к воз- духозаборнику, лопаткам ВНА и коку производится с помощью перекрывной заслонки с электромеханиз- мом ЭПВ-150М. Об открытом положении заслонки сигнализирует табло, расположенное на щитке мотоприборов. На трубе подвода горячего воздуха к коллектору правой и левой гондол установлены термопары. Противообледенительная система двигателя вклю- чается только вручную. Для проверки работы противообледенителя на земле необходимо включить его выключатель. При исправной работе противообледенителя будет го- реть сигнальное табло П/О ДВИГАТ. И В/ЗА- 42 БОРН. ВКЛЮЧЕН как левого, так и правого дви- гателя. В полете при загорании табло ВКЛЮЧИ П/ОБ- ЛЕД. (на приборной доске правого летчика) необ- ходимо переключатель противообледенителя уста- новить во включенное положение. Противообледенитель стабилизатора Электротепловой противообледенитель стабили- затора (рис. 54) предназначен для защиты передних кромок стабилизатора в полете от обледенения. В состав противообледенителя входят: — противообледенительное устройство стабилиза- тора; — программный механизм МКА-ЗА; — коммутационная аппаратура. Работа противообледенителя.основана на прин- ципе выделения тепла электрическими нагреватель- ными элементами, смонтированными в носках левой и правой консолей -стабилизатора. В полете исправность противообледенителя конт- ролируется по загоранию табло ОБОГРЕВ СТА- ВИЛ. (на приборной доске второго летчика). На каждой консоли стабилизатора установлено по два отдельных съемных носка, на внутренней по- верхности которых смонтированы нагревательные элементы. В каждом носке имеются восемь секций электри- ческих нагревательных элементов: две непрерывно- го действия («ножевые») и шесть импульсного (цик- лического) включения. Противообледенитель стекол Два передних обзорных стекла кабины летчиков и нижнее плоское стекло кабины штурмана имеют электрический обогрев (рис. 55). Нагревательный элемент обогреваемых стекол выполнен в виде тонкой прозрачной электропровод- ной пленки, заключенной между двумя слоями си- ликатного стекла, склеенными бутварной пленкой. Питание нагревательных элементов стекол произ- водится переменным током напряжением 115 В че- рез два автотрансформатора. Источником питания нагревательных элементов стекол переменным током являются преобразовате- ли ПО-4500, которые подключены к основной шине 115 В (рабочий преобразователь) и к вспомогатель- ной (резервный преобразователь). Для поддержания заданной температуры стекол на самолете установлен автомат обогрева АОС-81М, имеющий три независимых канала регулирования. Каждый канал используется для отдельного стекла. Сигнализатор обледенения РИО-3 Для подачи светового сигнала о начале обледене- ния на самолете установлен радиоизотопный сигна- лизатор РИО-3, состоящий из датчика и электрон- ного блока. Датчик установлен на правом борту фюзеляжа в районе шпангоутов № 2 и 3. Электронный блок на- ходится на этажерке оборудования за сиденьем ко- мандира экипажа. В датчике имеется радиоактив- ный изотоп, излучение бета-частиц которого фикси- руется детектором (счетчиком бета-частиц). В слу- чае обледенения между изотопом и детектором по- является слой льда, излучение изотопа не будет
Рис. 52. Противообледенители воздухозаборников и двигателей: / — выходной канал; 2 — обшивка носка воздухозаборника; 3 — гофрированные панели; 4 — коллектор; 5 —задняя стенка но-ска; 6 — насадок; 7 и 8 — воздухопроводы; 9 — трубопровод отбора воздуха; 10— электромехаиизм; // — теплоизоляция; 12—перекрывная заслонка; 13 — термопара 43
I В схему сигна- лизации РИО-3 Сигнальное табло (на приборной доске 20 19 18 17 № Рис. 53. Принципиальная схема управления противообледенительной системы воздухозаборников и двигателей: J —диод; 2 — выключатель включения противообледенительной системы двигателей и воздухозаборников; 3 —табло сигнализации обледенения 4 — диод; 5 — промежуточное реле; 6 — сопротивление; 7 — конденсатор; о — указатели температуры обогрева воздухозаборников, крыльев и кили; S —датчик термометра; 10 — табло сигнализации П/О ДВИГАТ. И В/ЗАБОРН. ВКЛЮЧЕН; // — реле включения электромеханизма за- слонки; /2 —реле блокировки от центробежного выключателя; /3 — контактор включения обогрева датчика обледенения; 14— реле включения по- дачи воздуха в эжектор датчика обледенения; 15 — штепсельный разъем электрооборудования двигателей; /6 — электромагнитный кран подачи воздуха в эжектор Датчика обледенения; 17 — сигнализатор давления; 18 — датчик обледенения; 19 — электрогидравлический выключатель центробежного регулятора; 20 — электромеханизм запорной заслонки противообледенителя воздухозаборников а двигателей (лопаткн ВНЛ и кокн); 2/— указатель температуры обогрева воздухозаборников 44
Рис. 54. Принципиальная электрическая схема противообледенителя стабилизатора: 1 — контактор включения «ножевых» нагревательных элементов; 2 и 4— импульсные нагре- вательные элементы левой н правой консолей стабилизатора; 3—контакторы включения секций нагревательных элементов; 5 — реле блокировки включения «ножевых» нагреватель- ных элементов при проверке; 6 — лампа сигнального табло сигнализации работы противо- обледенителя; 7 — разделительные реле; 8 — программный механизм; 9 — выключатель вклю- чения противообледенителя стабилизатора; 10 — выключатель сигнализатора обледенения' РИО-3; 11— табло снгнализацнн обледенения; 12— розетка для тестерной аппаратуры; 13 — реле блокировки противообледенителя стабилизатора обогрева стекол и РИО-3; 14 — реле блокировки РИО-3 на земле; 15 — датчик сигнализатора обледенения РИО-3; 16 — электрон- ный блок сигнализатора обледенения РИО-3; 17 — реле блокировки включения противообле- денителя на земле; 18— штепсельный разъем; 19— тестер; 20—«ножевые» нагревательные элементы правой консоли стабилизатора; 21 — «ножевые» нагревательные элементы левой консоли стабилизатора; 22—концевые выключатели обжатого положения главных ног шас- си; 23 — РК хвостового оперення
Вид на стекло П0-2А из кабины Экипаже Вид на стекло Ш0~15 из кабины экипажа 2 1 Рис. 55. Конструкция электрообогреваемых стекол ПО-24 и ШО-15: 1 — Обрамляющий материал; 2 — внутренняя рамка; 3— внешняя рамка; 4 — шина; 5 — слюдяная прокладка; 6.— рабочий терморезистор; 7 — запасной терморезистор; 8— клеммная колодка; 9— токопроводящее покрытие (нагревательный элемент); 10— внешнее стекло ^покровное); // — склеивающая пленка; 12 — внутреннее стекло ,(силовое) фиксироваться детектором, в результате получится разбаланс моста в электронном блоке. Сигнал раз- баланса усилится и поступит на табло, установлен- ное на приборной доске правого летчика. Датчик имеет электрический нагревательный эле- мент, который включается электронным блоком од- новременно с включением табло сигнализации обле- денения. При нагревании штыря датчика лед стаивает и де- тектор снова фиксирует поток излучения бета-час- тиц, при этом сигнальное табло и нагревательный элемент датчика выключаются. СИСТЕМА КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА (СКВ) Система кондиционирования воздуха предназна- чена для обеспечения условий жизнедеятельности экипажа и курсантов в герметической кабине как на земле, так и в полете. Условия жизнедеятельно- сти в герметической кабине обеспечиваются за счет поддерживания в ней определенных параметров воз- духа по температуре и давлению. В состав системы кондиционирования воздуха гер- метической кабины входят: — система вентиляции и обогрева; — системы автоматического регулирования дав- ления воздуха; — системы автоматического регулирования тем- пературы воздуха; — органы управления, приборы контроля и сиг- нализации <^КВ. Система кондиционирования воздуха работает по принципу открытого воздушного цикла. Сжатый воздух для системы кондиционирования отбирается из-за IV ступени 2-го каскада компрессора каждого двигателя в количестве 3500—4000 кГ/ч, В наземных условиях при неработающих двига- телях система кондиционирования может получать сжатый воздух от вспомогательной силовой установ- ки (ВСУ) в количестве 2880+180 «Г/ч. Охлаждение (обогрев) кабины в наземных усло- виях возможно и от наземного кондиционера. Для подключения наземного кондиционера на борту са- молета имеются два штуцера, через которые воз- дух подается в короб системы вентиляции и непо- средственно в герметическую кабину. Для уменьшения теплопотерь и снижения уровня шума от работающих двигателей фюзеляж кабины внутри покрыт теплозвукоизоляцией. Герметизация дверей и люков производится за счет плотного при- легания резиновой камеры к люку. Системы вентиляции и обогрева Система вентиляции предназначена для охлажде- ния поступающего от компрессоров двигателей го- рячего воздуха до температуры от —45 до +25° С и подачи его в герметическую кабину. Принципиальная схема системы вентиляций пока- зана на рис. 56. В состав системы вентиляции входят: — воздухо-воздушный радиатор (ВВР); — турбохолодильник (ТХ); — воздухопроводы и распределители воздуха. Охлаждение воздуха ступенчатое: — первая ступень — ВВР; охлаждение воздуха, поступающего в ВВР от двигателей, осуществляет- ся атмосферным воздухом за счет скоростного напо- ра до температуры 75—35° С; 46
От двигателей 21 30 3531 ВЫКЛ. Г" 1о МЕНЬШЕ 34 4 32 ЗА1?ЙТр_01ВСУ ХОЛ. ГОР. ХОЛ. ГОР. ХОЛ. ГОР. ВЕНТИЛЯЦИЯ 12 28 14 1527 П 23 ПЕРЕДНЯЯ ЗАДНЯЯ ЛОТОМ. ЛОТОМ. (Я 8ЫКЯ. НА МАЛЫХ «НА ЗЕМЛЕ | ПЕРЕД ВЫСОТАХ ОТ ДВИГА- ВЗЛЕТОМ ОТКРЫТО ТЕЛЯ ’ВЫКЛЮЧИТЬ обогрев всу\\ От \ ВСУ- ТУЭ-4Я 55 ит От двигателя 55 от. ВСУ От от всу на обогрев _итжи ВЕНТИЛЯЦИЯ ЛИТАп. ЛВГ£М. АВТОМАТ выкя ОБОГРЕВ КАБИН ЭКИПАЖ ЛОТОМ. (о ВЕНТИЛЯЦИЯ?) е о НАДДУВ КАБИНЫ СБРОС ДАВЛЕНИЯ ЯЕВ.-ДВИГГПРАВ. П=Т БОЛЬШЕ ВЫКЛ. ОБОГРЕВ САЛОНОВ BEHTl I I биот. '15шп. \34шп. • температуры воздуха; Рис. 56. Система вентиляции: / — короб вентиляции; 2—патрубки’индивидуальной вентиляции в кабине курсантов; 3 — раздатчики воздуха в туалете; 4— заслонка вентиляции кабины летчиков; 5— задатчик _„4 6 — воздухопроводы вентиляции кабины экипажа; 7— короб вентиляции в кабине курсантов; 8— датчики температуры воздуха П-9 из комплекта ТВ-19 в переднем салоне; 9 — датчики температуры воздуха П-9 нз комплекта ТВ-19 в заднем салоне; 10— блок управления автомата регулирования температуры воздуха; 11— приемник температуры воздуха; 12 н 13 — обратные клапаны; 14 — огра- ничитель абсолютного давления; 15— обратные клапаны; 16 — штуцер наземного кондиционера; 17 — заслонка вентиляции на малых высотах; 18— воздухо-воздушный радиатор (ВВР); 19 — заслонка выходного канала воздухо-воздушного радиатора; 20—электромеханизм выходного канала ВВР; 21—масломер; 22 — турбохолодильник (ТХ); 23 — распределитель воздуха с электромеханизмом* МПК-1 обводного трубопровода турбохолодильнпка; 24 — распределитель воздуха с электромеханизмом М.ПК-1 обводного трубопровода турбохолодильника н воздухо-воздушного радиатора; 25— ре- гулятор избыточного давления; 26 — глушитель шума; 27— мерная шайба; 28 — обратный клапан; 29 — приемник температуры воздуха; 30 — штепсельный разъем наземной проверки; 31 — короб вен- тиляции в заднем багажнике; 32 —- указатель температуры воздуха; 33 — штуцер; 34 — эжектор датчика температуры воздуха; 35 — насадки индивидуальной вентиляции в туалетах
Рис. 57. Раздача воздуха из системы вентиляции по гермокабине: / — ручная заслонка воздухопровода кабины экипажа; 2— насадкн вентиляции вестибюля; 3— воздухопровод вентиляции кабины экипажа; 4—коробы; 5 — общий короб; 6 — иасадки инди- видуальной вентиляции в кабине курсантов; 7 — ручка; 8 — ось; 9— заслонка; 10— корпус; 11 — патрубок раздачи воздуха; 12 — патрубок; 13— обратный клапан; 14 — корпус; 15— разрезная пружина-фиксатор; 16 — кольцо; П — прокладка; /3 —насадок; 19 — пружина; 20 — шаровой регулятор; 21 — пружина; 22 — пластина; 23 — упорная шайба; 24 — подвижный конус; 25 — на- садки вентиляции туалетов
— вторая ступень — ТХ; охлаждение воздуха в ТХ осуществляется за счет расширения его до тем- пературы от —15 до +25° С. Во избежание переох- лаждения воздуха на выходе из ТХ при низкой тем- пературе окружающей среды в системе вентиляции имеются два обводных канала. Подача воздуха из системы вентиляции в герме- тическую кабину осуществляется через щели, пат- рубки и насадки индивидуальной вентиляции. Прин- ципиальная схема раздачи воздуха из системы вен- тиляции по гермокабине показана на рис. 57. Кроме того, в системе вентиляции установлены регулятор избыточного давления воздуха — агр. 4833, поддерживающий избыточное давление по от- ношению к кабинному 0,1 ±0,03 кГ/см2 и регулирую- щий количество поступающего в гермокабину воз- духа. Система обогрева предназначена для обогрева герметической кабины, остекления фонаря кабины экипажа, штуцеров слива и заправки водяного ба- ка. Принципиальная схема системы обогрева гер- метической кабины показана на рис. 58. Температура воздуха, поступающего на обогрев гермокабины, понижается до 75—85° С вследствие добавления к нему части воздуха с более низкой температурой с помощью эжекторов, которые подса- сывают воздух из подпольного пространства гермо- кабины и перемешивают его с воздухом системы обогрева. На каждом воздухопроводе, идущем к бортовым панелям обогрева, установлены распреде- лители воздуха — агр. 514, через которые воздух поступает к групповым эжекторам. Для регулирования расхода воздуха, поступающе- го на обогрев кабины экипажа и обдув остекления, в воздухопроводах установлены регуляторы подачи воздуха — агр. 1408. Для регулирования температу- ры воздуха в кабине экипажа в воздухопроводах обогрева установлены ручные заслонки. Кроме то- го, в системе обогрева установлен регулятор избы- точного давления — агр. 4832, поддерживающий давление на выходе 0,13±0,03 кГ/см2 и регулирую- щий количество воздуха, поступающего в гермети- ческую кабину. Принципиальная схема подачи сжатого воздуха в , систему кондиционирования от ВСУ показана на рис. 59. Воздух отбирается от компрессора двигате- ля ВСУ, далее через патрубок отбора воздуха, ре- гулятор подачи воздуха следует по воздухопроводу в систему вентиляции и систему обогрева. В ответв- лении трубопровода в систему вентиляции установ- лены обратные клапаны. Один обратный клапан предотвращает обратный ток воздуха из системы в J двигатель в случае остановки одного из двигателей, | другой обратный клапан препятствует доступу сжа- I того воздуха от ВСУ при открытой заслонке, если система кондиционирования работает от двигате- лей. Перекрывная заслонка управляется вторым летчиком с помощью переключателя, установленно- го на щитке высотной системы. Системы автоматического регулирования давления воздуха в герметической кабине На самолете имеются две системы автоматиче- ского регулирования давления воздуха (САРД) — i основная и дублирующая (рис. 60). Основная система автоматического регулирования -: давления с максимальным избыточным перепадом 4 Зак. 3643дсп давления 0,57 кГ/см2 работает при нормальном ре- жиме и позволяет ограничивать максимальную экс- плуатационную «высоту» в герметической кабине. При выходе из строя основной САРД в работу включается дублирующая САРД с максимальным избыточным перепадом давления 0,58 кГ/см2 (ава- рийный режим). Обе системы автоматического регулирования дав- ления выполнены по пневматическому принципу и управляют работой выпускных клапанов — агр. 2176Г и регуляторов давления — агр. 469Р, сбра- сывающих воздух из герметической кабины. Основная система автоматического регулирова- ния давления обеспечивает: -- — постоянное абсолютное давление в герметиче- ской кабине до высоты 6300 м в пределах 450— 800 мм рт. ст.; — введение необходимых поправок, связанных с изменением барометрического давления аэродрома, что дает возможность при взлете и посадке самоле- та иметь в герметической кабине давление, близ- кое к давлению аэродрома, разность давлений ме- жду герметической кабиной и Атмосферой при этом может быть 8—20 мм рт. ст.; — поддержание в полете на высотах выше 6300 м избыточного давления в герметической кабине, рав- ного 0,57 ±0,02 кГ/см2; — регулировку скорости изменения давления в герметической кабине в пределах от 0,18±0,045 до 0,5 ±0,125 мм рт. ст./с. В этом случае выпускные клапаны (агр. 2176Г) получают команду от регуля- тора давления (агр. 2077) и путем изменения ко- личества выпускаемого из герметической кабины воздуха обеспечивают: — регулировку давления в герметической кабине в зависимости от высоты полета согласно закону, приведенному на рис. 61; — нужную скорость изменения давления. Дублирующая система автоматического регули- рования давления обеспечивает: — постоянное абсолютное давление на высотах до 6300 м, равное 760+30 мм рт. ст.; — поддержание в полете на высотах выше 6300 м избыточного давления в герметической кабине, рав- ного 0,58 ±0,02 кГ/см2; — скорость изменения давления в герметической кабине в пределах 0,15—0,3 мм рт. ст./с. В этом случае работают только регуляторы давления воз- духа в кабине — агр. 469Р, которые путем измене- ния количества воздуха, выпускаемого из гермети- ческой кабины, обеспечивают регулировку давления в ней в зависимости от высоты полета и нужную скорость изменения давления. Включение дублирующей САРД и отключение ос- новной САРД осуществляется вручную установкой трехходового крана регулятора (агр. 2077) в поло- жение ВЫКЛЮЧЕН, если давление в герметиче- ской кабине начинает превышать 0,57±0,02 кГ/см2 или падать ниже этой величины. В случае неисправности систем при повышении избыточного давления в герметической кабине до 0,63±0,02 кГ/см2 срабатывают ограничители избы- точного давления выпускных клапанов — агр. 2176Г. При отрицательном избыточном давлении (т. е. при давлении в герметической кабине ниже атмо- сферного не более чем на 5 мм рт. ст.) регуляторы (агр. 469Р) впускают в герметическую кабину ат- 49
Рис. 58. Система обогрева герметической кабины: 1— экраны; 2— обогревные панели; 3 — воздухопровод обогрева фонаря летчиков; 4—датчики температуры воздуха кабины экипажа; 5— задатчик температуры воздуха кабины экипажа; 6 — блок управления автомата регулирования температуры воздуха в кабние экипажа; 7— эжектор магистрали обогрева остекления фонаря; 8— регулятор подачи воздуха с электро- механизмом МПК-1; 9—штуцер воздухопровода обогрева статической проводки; 10— эжектор магистрали обогрева кабины экипажа; 11 — обогревные панели переднего салона; 12— за- датчики температуры воздуха; 13 — блок управления автомата регулирования температуры воздуха в переднем салоне; 14 — распределитель воздуха с электромеханнэмом МПК-1; 15 — обогревные панели заднего салона; 16 — основная магистраль системы обогрева; 17 — штуцер подключения наземного кондиционера; 18 — трубопровод лодачн воздуха к панелям заднего салона; 19 — распределитель воздуха с электромеханизмом МПК-1; 20— регулятор избыточного давления; 21 — блок управления автомата регулирования температуры воздуха в заднем са- лоне; 22 — воздухопроводы обогрева . штуцеров слива н заправки водяного бака; 23 — воздухопроводы обогрева туалета; 24— мерная шайба; 25 — компенсатор; 26 — перекрывная заслонка, с электромеханизмом МПК-5А; 27 — обратные клапаны; 28— компенсатор; 29— ШР наземной проверки АРТ-56-2 в заднем салоне; 30— датчики температуры воздуха в заднем салоне; 3/— приемник температуры воздуха заднего салона; 32 — приемник температуры воздуха переднего салона; 33 — трубопровод подачи воздуха к панелям переднего салона; 34 — датчики; температуры воздуха в переднем салоне; 35—.ШР наземной проверки АРТ-56-2 в переднем салоне; 36 — регулятор подачи воздуха с электромеханизмом МПК-1; 37— ШР наземной про- верки АРТ-56-2 в кабине экипажа; 33 — воздухопровод обогрева кабины экипажа; 39 — ручная заслонка
Рис. 59. Принципиальная схема подачи сжатого воздуха от ВСУ в систему кондиционирования и на. запуск двигателей, обогрева ВСУ и обогрева кабины от ВСУ; 1 и 2—обратные клапаны; .3 — перекрывная заслонка с электромеханизмом МПК-5А; 4 — штуцер с обратным клапаном для под- ключения УВЗ; 5 — воздухопровод; 6 — компенсатор; 7 — переключатель ВЕНТИЛЯЦИЯ НА ЗЕМЛЕ ОТ ДВИГАТЕЛЕЙ, ОТ ВСУ; 8— сигнальная лампа ПЕРЕД. ВЗЛЕТОМ ВЫКЛЮЧИТЬ; 9 — электромеханизм выходного канала ВВР; 10 — эжекторы; 11— термо- реле; 12— тонкотрубная проводка; 13— воздухопровод; 14 и 15— регуляторы подачи воздуха; 16 — воздушный стартер запуска двигателя; П — выключатель ОБОГРЕВ НА ЗЕМЛЕ ОТ ВСУ; 18 — переключатель ППГ-15; 19 — сигнальная лампа открытого поло- жения заслонки; 20 — ВСУ 4* -.51
сл кэ (цплюк кондиииоиирвватя 2077 № 15 М 20 21 22 _Ф___Ф__Ф_____?____ И? каждого члена экипажа кенаграля сисшвй0ащва (кислород ) (кислород) (кислород ________16 ИВФ-12-1 53' Ватмосферп Ватмосферу\ ИБО №1 217БГЖ 469Р №1 2176Г №2 2П6Г№3 4ВЗР№2 2Б Ж к клапану узла Ю 9 8 7 6 5 4 3 Нища шасси к клапану ____ узла — * z избыточного давления Положение [-рабочее положение !-проверка кабины на землё. Положение S - клапан выключен____ _____60 62 61. амбарная доска второго летчика Выключатель прерывистой сигнализации Электрощитах второго летчика давления 44 к клапану = узла абсолютного давления 13HBN*3 Рис. 60. Принципиальная схема системы автоматического регулирования давления в герметической кабине: Г —бортовой штуцер РАЗГЕРМЕТИЗАЦИЯ 2176Г № 1; 2 — бортовой штуцер АТМОСФЕРА 2176Г № 1; 3 —бортовой штуцер АТМОСФЕРА 2176Г № 1 — ОСНОВНОЙ; 4 — бортовой штуцер СТА- ТИКА 2176Г № 1 и 2; 5 — бортовой штуцер АТМОСФЕРА 2176Г № 2; 6 — бортовой штуцер АТМОСФЕРА 2176Г № 2 — ОСНОВНОЙ; 7 — бортовой штуцер АТМОСФЕРА 469Р № 1; 8 — бортовой штуцер СТАТИКА 469Р № 1; 9 — бортовой штуцер СТАТИКА 2077; 10— бортовой штуцер АТМОСФЕРА 2077; 11—ручка избыточного давления; 12— штуцер СТАТИКА; 13 — узел избыточного давления; 14 — корпус фильтра; 15— фильтрующий элемент; 16 — кожух; 17 — штуцер фильтра; 18 — штуцер АТМОСФЕРА; 19— трехходовой кран; 20— узел абсолютного давления; 2/— мем- брана; 22—узел скорости изменения давления; 23 — ручка СКОРОСТЬ ИЗМЕНЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ; 24 — ручка НАЧАЛО ГЕРМЕТИЗАЦИИ; 25— штуцер К ВЫПУСКНОМУ КЛАПАНУ; 26— тарельчатый клапан; 27— корпус; 28— штуцер СТАТИКА; 29 — ограничитель избыточного давления; 30—штуцер АТМОСФЕРА; 31 — фильтр; 32—антиимпульсатор; 33 — регулировоч- ный вннт; 34 — штуцер К РЕГУЛЯТОРУ; 35 — мембрана; 36 — штуцер АТМОСФЕРА ОСНОВНОЙ; 37 — обратный клапан; 38 — большая мембрана; 39 — малая мембрана; 40 — патрубок; 41—рычажный механизм; 42 — клапан; 43— штуцер АТМОСФЕРА; 44 — штуцер К КЛАПАНУ; 45 — снльфон; 46 — штуцер демпфера; 47 — демпфер; 48 — клапан демпфера; 49 — мембран» демпфера; 50 — регулировочная игла; 51 — штуцер СТАТИКА 469Р № 1; 52 — командный прибор; 53 — узел абсолютного давления; 54 — штуцер АТМОСФЕРА 469Р № 1; 55— клапан; 56— йа- лая мембрана; 57— патрубок; 58 — узел избыточного давления; 59 — бортовой штуцер СТАТИКА 469Р № 2; 60 — бортовой штуцер АТМОСФЕРА 469Р № 2; 61 — бортовой штуцер РАЗГЕРМЕ- ТИЗАЦИЯ 2176Г № 3; 62 — бортовой штуцер СТАТИКА 2176Г № 3; 63 — бортовой штуцер АТМОСФЕРА 2176Г № 3 —ОСНОВНОЙ; 64 — бортовой штуцер АТМОСФЕРА 2176Г № 3; 65 — трех- ходовой кран; 66 — штуцер клапана магистрали РАЗГЕРМЕТИЗАЦИЯ; 67 — воздухопроводы
Рис. 61. Закон изменения давления в герметической кабине в зависимости от высоты полета: 1 — диапазон регулировки начала герметизации; 2 — рт. к — дублирующая система; 3 — рг. к — основная система; 4 — максимальная эксплуатационная «высота» в кабине; 5 — ограничение минимального давления в кабине; 6 — Др—0,58 кГ/см2 (426 мм рт. ст.); 7— Др-0,57 кГ/см2 (420 мм рт. ст.); 8 —изменение давления по MCA мосферный воздух, что ограничивает отрицательное избыточное давление. На случай произвольного открытия выпускных клапанов в основной системе имеются регуляторы абсолютного давления — агр. 1314В, которые за- крывают выпускные клапаны (агр. 2176 Г) при до- стижении в герметической кабине абсолютного дав- ления 0,7±0,05 кГ/см2 (Н = 3000 м). Основная система снабжена также соленоидными клапанами — агр. 1160, позволяющими путем от- крытия выпускных клапанов (агр. 2176Г) сбрасы- вать давление из герметической кабины. Управле- ние соленоидными клапанами (агр. 1160) осущест- вляется со щитка кондиционирования с помощью выключателя СБРОС ДАВЛЕНИЯ. Системы автоматического регулирования температуры воздуха На самолете установлены две системы регулиро- вания температуры с использованием автоматиче- ских регуляторов температуры АРТ-56-1 и АРТ-56-2. Автоматический регулятор температуры АРТ-56-1 (один комплект) позволяет регулировать и поддер- живать любую заданную температуру воздуха, по- ступающего на раздачу по системе вентиляции в пределах от +8 до +40° С. Автоматические регуляторы температуры АРТ-56-2 (три комплекта) позволяют регулировать и поддерживать любую заданную температуру в герметической кабине в пределах от +18 до + 24° С путем регулирования количества воздуха, поступаю- щего по системе обогрева к панелям (стенкам) са- лонов и в кабину экипажа. Все органы управления системами обогрева и вентиляции в основном размещены на приборной доске второго летчика и на щитке кондиционирова- ния, установленном на правом борту кабины. Вклю- чение питания всех блоков управления осуществля- ется одним общим выключателем с помощью реле. Управление исполнительными механизмами регуля- торов температуры осуществляется с помощью пе- реключателей П2НПГ-15К (на щитке кондициони- рования), которые имеют четыре положения: — положение АВТОМ. (соответствует подклю- чению исполнительного механизма к блоку управ- ления регулятора); — положение ГОР. и ХОЛ. ручного управления (в этих положениях переключатели работают как нажимные выключатели. Путем импульсных вклю- чений исполнительных механизмов подбирается та- кая подача воздуха в кабины, которая удовлетво- ряет требуемому режиму по температуре и венти- ляции) ; — четвертое положение — ВЫКЛ. (в этом поло- жении управление исполнительными механизмами отключено). Контроль за температурой воздуха в кабине кур- сантов осуществляется по указателю температуры ТВ-19. Система автоматического регулирования темпера- туры воздуха по линии вентиляции кабин имеет один автоматический регулятор температуры АРТ-56-1. Исполнительными механизмами АРТ-56-1 являются распределители воздуха (агр. 514) с эле- ктромеханизмами МПК-1. Система автоматического регулирования темпе-, ратуры воздуха по линии обогрева кабины разбита на три зоны: первая зона — кабина экипажа, вто рая зона — передний салон кабины курсантов, тре- тья зона — задний салон кабины курсантов. Для ре- гулирования температуры воздуха в кабинах на са. молете установлены три автоматических регулятора температуры АРТ-56-2 (по одному в каждой зоне). 53
Исполнительными механизмами автоматов регу- лирования температуры являются регуляторы рас- хода воздуха — агр. 514 и 1408 с электромеханизма- ми МПК-1. Органы управления, приборы контроля и сигнализация системы кондиционирования воздуха Система кондиционирования воздуха имеет сле- дующие органы управления: — управление перекрывными заслонками (агр. 2517) системы кондиционирования воздуха, что по- зволяет регулировать расход воздуха в кабину; — управление системой вентиляции на земле от двигателей или от ВСУ, позволяющее перекрывать заслонкой выходной канал ВВР, что дает возмож- ность работать системе вентиляции на земле от дви- гателей или от ВСУ; — управление регуляторами подачи воздуха (агр. 1408) и распределителями воздуха (агр. 514), позволяющее регулировать расход воздуха по систе- мам обогрева и вентиляции; — управление обогревом отсека ВСУ, позволяю- щее поддерживать в полете заданную (от 0 до + 10° С) температуру в отсеке вспомогательной си- ловой установки, а также осуществлять проверку на земле открытия заслонки подачи воздуха в отсек ВСУ; — управление вентиляцией на малых высотах, позволяющее регулировать подачу воздуха в короб вентиляции в полете из атмосферы за счет скорост- ного напора увеличением или уменьшением проход- ного сечения в корпусе распределителя воздуха (изд. 513), Система кондиционирования воздуха при этом должна быть выключена. Для улучшения условий работы при повышенных температурах на самолете предусмотрено управле- ние дополнительной вентиляцией рабочих мест чле- нов экипажа с помощью вентиляторов. Управление системой кондиционирования распо- ложено на щитке кондиционирования второго лет- чика (рис. 62). Контроль за расходом воздуха (рис. 63) осу- ществляется в системе вентиляции с помощью ука- зателя УРВК, а в системе обогрева — с помощью указателя УРВ-1500. Шкалы этих приборов програ- дуированы в условных единицах. Одна единица на шкале прибора УРВК в системе вентиляции на всех высотах соответствует расходу 700 кГ/ч, а на шкале прибора УРВ-1500 в системе обогрева — 155 кГ/ч у земли и 105 кГ/ч на высоте 10 000 м. Общий расход воздуха, поступающего в гермети- ческую кабину по системе кондиционирования,.пред- ставляет собой сумму расходов по системе обогре- ва, и вентиляции. Контроль за температурой воздуха в системах вентиляции и обогрева осуществляется термомет- ром- ТУЭ-48, указатель которого расположен на приборной доске второго летчика. Контроль за температурой воздуха в салонах гер- метической кабины осуществляется по указателям ТВ-1 из комплекта ТВ-19 (рис. 64). ^ Проверка системы кондиционирования воздуха -Д перед полетом Перед полетом необходимо проверить: •/а^-нйлйчйе';масла в турбохелодильнике (ТХ) по 54 рискам мерного стекла и при необходимости долить масло; б) правильность установки трехходовых кранов основного и дублирующих регуляторов давления воздуха; кран основного регулятора должен быть установлен в положение ВКЛЮЧЕН и законтрен; краны дублирующих регуляторов давления возду- ха должны быть установлены в крайнее положение (по часовой стрелке) и законтрены; в) правильность установки положения стрелок и шкал основного регулятора; стрелка шкалы ИЗБЫ- ТОЧНОЕ ДАВЛЕНИЕ должна быть установлена против показания 0,57 атм; стрелка шкалы НАЧА- ЛО ГЕРМЕТИЗАЦИИ должна быть установлена на 15—20 мм рт. ст. меньше показания атмосфер- ного давления аэродрома взлета; показание 0,18 подвижной шкалы (скорость изменения давления) должно быть установлено против риски на непо- движной пластине, а ручка законтрена; г) правильность установки задатчиков температу- ры воздуха автоматов регулирования температуры; при температуре наружного воздуха +10° С и вы- ше задатчики ПЕРЕДНИЙ САЛОН, ЗАДНИЙ СА- ЛОН и КАБИНА ЭКИПАЖА установить на значе- ние температуры от +20 до +22° С, а задатчик ВЕНТИЛЯЦИЯ—на значение температуры от +20 до +10° С; д) работу системы обогрева и вентиляции от ВСУ или от двигателей на режиме малого газа. Провер- ку производить ручным включением исполнитель- ных механизмов в следующем порядке: — убедиться, что выключатель ВЕНТИЛЯЦИЯ НА МАЛЫХ ВЫСОТАХ установлен в положение ЗАКРЫТО; — установить выключатель ПИТАН. АВТОМ. в положение ВЫКЛ.; — нажать выключатели ВЕНТИЛЯЦИЯ ТХ И ВВР в положение ХОЛ. на 50 с каждый; • — нажать выключатели обогрева кабин ЭКИ- ПАЖ, ПЕРЕДНЯЯ, ЗАДНЯЯ, ОБОГРЕВ ФОНА- РЯ в положение ГОР. (БОЛЬШЕ) на 50 с; — при проверке работы системы от ВСУ устано- вить переключатель ВЕНТИЛЯЦИЯ НА ЗЕМЛЕ в положение ОТ ВСУ, нажать переключатели НАД- ДУВ КАБИНЫ в положение МЕНЬШЕ до загора- ния табло НАДДУВ ВЫКЛЮЧЕН. Переключатель ОБОГРЕВ НА ЗЕМЛЕ ОТ ВСУ на щитке контро- ля и запуска ВСУ установить во включенное поло- жение (верхнее). Переключатель ОТБОР ВОЗ- ДУХА ВСУ, расположенный на щитке контроля и запуска ВСУ, установить в положение АВТОМАТ, при этом зеленая лампа ВЫХОД НА РЕЖИМ дол- жна погаснуть; — при проверке работы системы от двигателей переключатель ОТБОР ВОЗДУХА ВСУ установить в положение ЗАКР. на 7—10 с (до полного закры- тия заслонки регулятора отбора воздуха РВ-8Б), переключатель ВЕНТИЛЯЦИЯ НА ЗЕМЛЕ уста- новить в положение ОТ ДВИГАТЕЛЕЙ, а переклю- чатели НАДДУВ КАБИНЫ нажать в положение БОЛЬШЕ до загорания табло НАДДУВ ВКЛЮ-. ЧЕН; — убедиться по приборам.УРВК и УРВ-1500. в том, что воздух в систему поступает. Расход возду- ха должен быть: ... . при-вентиляцйй от ВСУ — 2,5^3 ед.; "
19 23 22 21 20 ВЫКЛ. ХОЛ. ГП». ХОЛ. ГОР. 11 щиток управления системой кондиционирования воздуха Рис. 62. Размещение органов управления системы кондиционирования воздуха и приборов контроля ее работы: / — лампа сигнализации об открытии заслонки вентиляции на малых высотах; 2 —переключатель управления регулятором подачи воздуха; 3 — выключатель питания автоматов; 4 — переключатель управления распределителем воздуха ТХ; 5 — переключатель управления распреде- лителем воздуха ВВР; 6 — переключатель управления распределителем воздуха; 7— переключатель управления распределителем воздуха; 8 — лампа сигнализации положения заслонки выходного канала ВВР; 9—, переключатель управления системой вентиляции на земле от работаю- щих двигателей или ВСУ; 10 — выключатель сброса давления в герметической кабине; // — переключатели управления перекрывными за- слонками; 12 — переключатель управления системой вентиляции на малых высотах; 13 — указатель высоты и перепада давления в герме- тической кабине; 14 — указатель температуры воздуха в системах обогрева и вентиляции; 15 — переключатель указателя температуры; 16 — указатель расхода воздуха в системе вентиляции; 17 — указатель расхода воздуха в системе обогрева; 18 — лампа сигнализации перепад- дува герметической кабины; 19 — переключатель обогрева фонарей штурмана и летчиков; 20 — переключатель включения противообледени- теля стабилизатора; 21 — выключатель включения противообледенительной системы двигателей; 22 — переключатель противообледенителей кры- ла и киля; 23 — выключатель сигнализатора обледенения РИО-3; 24— приборная доска второго летчика; 25 — щиток управления системой кон- диционирования воздуха; 26 — кнопки контроля сигнализации падения давления и перенаддува; 27 — выключатель прерывистой сигнализации
Crv <J>1 Приборная доска второго летчика
Рис. 63. Контроль расхода воздуха по системам обогрева и вентиляции: 1 — указатель расхода воздуха системы вентиляции; 2 — указатель расхода воздуха системы обогрева; 3— демпфер; 4— воздухопровод системы обогрева; 5 — воздухопровод системы вентиляции; 6 —болты крепления шайбы; 7 —мерная шайба; 8 —штуцер динамического дав- ления; 9 — штуцер статического давления; 10 — прокладки; 11 — шайба
при вентиляции от двигателей — 3—4 ед. (по УРВК), по обогреву—не более б ед. (по УРВ-1500). После проведения указанных проверок все пере- ключатели вентиляции и обогрева установить в по- ложение ХОЛ., МЕНЬШЕ на 50 с. Выключатель ОБОГРЕВ НА ЗЕМЛЕ ОТ ВСУ установить в поло- жение ВЫКЛ. При проверке работы системы на земле от ВСУ или от работающих двигателей запрещается пере- ключатель ВЕНТИЛЯЦИЯ НА ЗЕМЛЕ устанавли- вать в положение ВЫКЛ. В течение всего времени работы системы вентиляции на земле красная сиг- нальная лампа ПЕРЕД ВЗЛЕТОМ ВЫКЛЮЧИТЬ должна гореть. — установить переключатель в положение ЗА- КРЫТО. Эксплуатация системы кондиционирования воздуха Эксплуатация системы кондиционирования воздуха в жаркое время года В жаркое время года разрешается пользоваться системой вентиляции во время предполетной подго- товки, для чего после запуска ВСУ или двигателей необходимо: , Рис. 64. Размещение приборов контроля температуры воздуха в кабине курсантов: / — указатель температуры воздуха; 2 — датчик температуры воздуха; 3 —кожух; 4— каркас; 5 — теплочувствительный элемент; 3 —основание; 7 — кронштейн; 8 — стопорная шайба; У —гайка; 10 — штепсельный разъем; 11 — винты крепления Предельно допустимая температура по ТУЭ-48 должна быть: системы вентиляции—не более +60°, системы обогрева при выходе теплого воз- духа из щелей бортпанелей — не более +70°. При проверке работы системы на земле от ВСУ запре- щается включать противообледенитель двигателей. Если проверка работы системы проводилась от ВСУ, необходимо также проверить работу кранов наддува кабины по загоранию табло открытого и закрытого положений. Проверка работы вентиляции на малых высотах: — установить выключатель ВЕНТИЛЯЦИЯ НА МАЛЫХ ВЫСОТАХ в положение ОТКРЫТО до загорания сигнальной лампы (на щитке кондицио- нирования); — установить выключатель ПИТАНИЕ АВТОМ. в положение ВЫКЛ.; — установить переключатели ВЕНТИЛЯЦИЯ ТХ, ВВР и ОБОГРЕВ КАБИН ЭКИПАЖ, ПЕРЕД- НЯЯ, ЗАДНЯЯ в положение ХОЛ. на 50 с каждый. Нажать на 50 с переключатели ОБОГРЕВ ФОНА- РЯ в положение МЕНЬШЕ. Убедиться, что выклю- чатель ВЕНТИЛЯЦИЯ НА МАЛЫХ ВЫСОТАХ установлен в положение ЗАКРЫТО; — при вентиляции кабины от ВСУ убедиться по горению табло НАДДУВ ВЫКЛЮЧЕН, что краны наддува кабины закрыты и переключатель ОБО- ГРЕВ НА ЗЕМЛЕ ОТ ВСУ находится в положении ВЫКЛ.; 57
+"+- установить переключатель ВЕНТИЛЯЦИЯ НА ЗЕМЛЕ в положение ОТ ВСУ, а переключа- тель ОТБОР ВОЗДУХА ВСУ — в положение АВ- ТОМАТ, расход воздуха контролировать по УРВК; — при вентиляции кабины от двигателей убедить- ся, что переключатель ОТБОР ВОЗДУХА ВСУ на- ходится в положении ЗАКР.; — установить переключатель ВЕНТИЛЯЦИЯ НА ЗЕМЛЕ в положение ОТ ДВИГАТЕЛЕЙ; — нажать переключатели НАДДУВ КАБИНЫ в положение БОЛЬШЕ до получения необходимого расхода воздуха по УРВК (режим работы двигате- ля при этом не должен быть больше номинального). При высокой температуре воздуха в кабине кур- сантов необходимо поддерживать по линии венти- ляции возможно более низкую температуру подава- емого воздуха, но не ниже —10° С. После кондиционирования кабины от ВСУ или от двигателей необходимо: — переключатель ВЕНТИЛЯЦИЯ НА ЗЕМЛЕ установить в положение ВЫКЛ. (красная сигналь- ная лампа ПЕРЕД ВЗЛЕТОМ ВЫКЛЮЧИТЬ дол- жна погаснуть); — переключатели НАДДУВ КАБИНЫ нажать в положение МЕНЬШЕ и удерживать до загорания табло НАДДУВ ВЫКЛЮЧЕН. После взлета и перевода двигателей на номи- нальный режим включить систему кондициониро- вания, для чего нажать переключатели НАДДУВ КАБИНЫ в положение БОЛЬШЕ до получения расхода воздуха 4 ед., при этом скорость изменения высоты в герметической кабине не должна превы- шать 2 м/с по кабинному вариометру. Ввести в работу автоматическое регулирование температуры, для чего переключатели ОБОГРЕВ КАБИН ЭКИПАЖ, ПЕРЕДНЯЯ, ЗАДНЯЯ и ВЕН- ТИЛЯЦИЯ ТХ, (ВВР установить в положение АВТО- МАТ и включить выключатель ПИТАН. АВТОМ. Расход воздуха на высоте полета 10 000 м при полностью открытых кранах наддува должен соот- ветствовать: — по линии вентиляции 2,5—3 ед.; — по линии обогрева 6—12 ед. При полете на крейсерских режимах температура в кабинах, а также в коробе вентиляции поддер- живается в заданных пределах автоматически. Обогрев кабины курсантов выключать во всех случаях при переходе на снижение. При этом расход воздуха по линии вентиляции перед выключением обогрева установить 3—4 ед. (при выходе из строя автоматов регулирования температуры перейти на ручное управление), Вентиляция кабин от скоростного напора вклю- чается, как правило, в летнее время на высотах до 3000 м при тренировочных полетах и при перегонке самолета. Для пользования вентиляцией от скоростного на- пора необходимо: — включить выключатель СБРОС ДАВЛЕНИЯ; — выключатель ВЕНТИЛЯЦИЯ НА МАЛЫХ ВЫСОТАХ установить в положение ОТКРЫТО. По- сле пользования вентиляцией от скоростного напо- ра перед включением наддува кабин установить выключатели СБРОС ДАВЛЕНИЯ и ВЕНТИЛЯ- ЦИЯ НА МАЛЫХ ВЫСОТАХ соответственна в по- ложения ВЫКЛ. и ЗАКРЫТО. При включенном наддуве кабины включать вентиляцию на малых вы- сотах запрещается. 58 ' Эксплуатация системы кондиционирования воздуха в холодное время года В холодное время года разрешается пользоваться системой вентиляции (обогрева) во время предпо- летной подготовки; для чего после запуска ВСУ или двигателей установить задатчик температуры ВЕН: ТИЛЯЦИЯ на температуру +40° С. Убедиться, что выключатель ПИТАН. АВТОМ. находится в поло- жении ВЫКЛ. Переключатели ВЕНТИЛЯЦИЯ ТХ и ВВР нажать на 25—30 с в положение ХОЛ., а пе- реключатели ОБОГРЕВ КАБИН ЭКИПАЖ, ПЕ- РЕДНЯЯ, ЗАДНЯЯ и ОБОГРЕВ ФОНАРЯ —в по- ложения ГОР. и БОЛЬШЕ на 50 с. Убедиться, что выключатель ВЕНТИЛЯЦИЯ НА МАЛЫХ ВЫСО- ТАХ находится в положении ЗАКРЫТО. При работе системы кондиционирования от ВСУ установить переключатель ВЕНТИЛЯЦИЯ НА ЗЕМЛЕ в положение ОТ ВСУ, переключатели НАД- ДУВ КАБИНЫ нажать в положение МЕНЬШЕ до загорания табло НАДДУВ ВЫКЛЮЧЕН. Переклю- чатель ОБОГРЕВ ВСУ НА ЗЕМЛЕ установить во включенное положение (верхнее). Расход воздуха по УРВК должен быть 2,5—3 ед. Переключателем ОБОГРЕВ НА ЗЕМЛЕ ОТ ВСУ разрешается пользоваться только при обогре- ве кабины от ВСУ на земле и при наземной провер- ке системы кондиционирования от ВСУ. В осталь- ных случаях на земле и в полете переключатель ОБОГРЕВ НА ЗЕМЛЕ ОТ ВСУ должен быть вы- ключен. При работе системы кондиционирования от дви- гателей установить переключатель ВЕНТИЛЯЦИЯ НА ЗЕМЛЕ в положение ОТ ДВИГАТЕЛЕЙ, пере- ключатель ОТБОР ВОЗДУХА ВСУ — в положение ЗАКР., а переключатели НАДДУВ КАБИНЫ на- жать в положение БОЛЬШЕ, до загорания табло НАДДУВ ВКЛЮЧЕН. Убедившись, что воздух от ВСУ или от двигателей в систему поступает, переключателями ВЕНТИЛЯ- ЦИЯ ТХ и ВВР довести температуру в линии венти- ляции до +35—'+45° С, а затем включить выключа- тель ПИТАН. АВТОМ. и установить переключатели ВЕНТИЛЯЦИЯ ТХ и ВВР в положение АВТОМАТ. Температура воздуха в линии обогрева должна быть не более 70° С. После нагрева воздуха в кабинах задатчик систе- мы вентиляции установить на значение температуры в пределах от +20 до +35° С в зависимости от тем- пературы окружающей среды. При эксплуатации самолета в условиях особо низких температур для более быстрого разогрева кабины разрешается под- держивать температуру воздуха в линии вентиляции от +40 до +60° С, в линии обогрева — от +50 до + 70° С. Температура более +60° С в линии вентиля- ции и +70° С в линии обогрева недопустима. После кондиционирования кабины от ВСУ или от двигателей необходимо: • — переключатель ВЕНТИЛЯЦИЯ НА ЗЕМЛЕ установить в положение ВЫКЛ. (красная сигналь- ная лампа ПЕРЕД ВЗЛЕТОМ ВЫКЛЮЧИТЬ дол- жна погаснуть); — переключатель НАДДУВ КАБИНЫ нажать в положение МЕНЬШЕ и удерживать до загорания табло НАДДУВ ВЫКЛЮЧЕН. После взлета и перевода двигателей на номиналь- ный режим включить систему кондиционирования.
для чего нажать переключатели НАДДУВ КАБИ- НЫ в положение БОЛЬШЕ до получения расхода воздуха 4 ед., при этом скорость изменения высо- ты в герметической кабине не должна превышать 2 м/с по кабинному вариометру. Включить выклю- чатель ПИТАН. АВТОМ. На высоте 7000—8000 м открыть краны наддува полностью, при этом ско- рость изменения высоты в герметической кабине не должна превышать 2 м/с. Контроль осуществлять по кабинному вариометру. Во время снижения на посадку на высоте 300— 600 и выключить наддув кабины. При полетах по кругу система кондиционирования должна работать от двух двигателей. Расход возду- ха по линии вентиляции поддерживать не более 3— 4 ед., а по линии обогрева — 6—12 ед. Температуру в линии вентиляции поддерживать в зависимости от температуры в кабинах в пределах от Н-20 до +40° С (как в холодное, так и в жаркое время го- да вентиляцию герметических кабин на земле про- изводить при открытых форточках кабины летчи- ков). Контроль за работой системы регулирования давления При выполнении полета экипаж должен систе- матически контролировать по приборам барометри- ческую. «высоту» в герметической кабине, перепад давления в кабине, атмосферное давление, скорость изменения «высоты» в кабине, количество подавае- мого в кабину воздуха, а также следить за лампой ПЕРЕНАДДУВ КАБИН и лампами КИСЛОРОД падения давления в кабинах. Одновременно с заго- ранием ламп включается сирена. В случае загора- ния сигнальной лампы ПЕРЕНАДДУВ КАБИН и при прерывистом звучании сирены необходимо пре- кратить подачу воздуха в систему кондиционирова- ния нажатием переключателей НАДДУВ КАБИНЫ в положение МЕНЬШЕ до полного закрытия кра- нов наддува. После этого необходимо снизиться до безопасной высоты полета 2500—4000 м. Перепад давления в герметической кабине контролировать по УВПД-5-0,8 (перепад не должен превышать 0,57 ± ±0,02 к!Г/см2). До определенной «высоты» в кабине самолета ав- томатически поддерживается постоянное давление, равное давлению на уровне аэродрома взлета, ус- тановленному на шкале НАЧАЛО ГЕРМЕТИЗА- ЦИИ. При давлении на уровне аэродрома взлета, равном 760 мм рт. ст., это давление в кабине под- держивается до высоты 6300 м. На высоте более 6300 м должно автоматически поддерживаться избыточное давление в кабине 0,57 кГ/см2, что следует контролировать по УВПД-5-0,8. При снижении самолета с вертикальной скоро- стью 8—12 м/с происходит падение избыточного давления в кабине, что допустимо и связано с осо- бенностью регуляторов, имеющих чувствительный демпфер. При- подходе самолета к аэродрому посадки до начала снижения установить с помощью ручки НА- ЧАЛО ГЕРМЕТИЗАЦИИ стрелку на величину дав- ления на уровне аэродрома. Если после посадки самолета в герметической ка- бине окажется избыточное давление, для его сброса следует открыть форточку фонаря кабины летчи- ков. При отказе основной системы регулирования давления необходимо перейти на дублирующую си- стему. Для этого необходимо расконтрить треххо- довый кран основного регулятора давления и поста- вить его в положение ВЫКЛЮЧЕН. В случае по- садки самолета на высокогорный аэродром, а так- же при работе дублирующей системы следует об- ратить внимание на остаточное давление в герме- тических кабинах. При этом сбрасывать давление из герметических кабин необходимо установкой вы- ключателя СБРОС ДАВЛЕНИЯ во включенное положение. В полете с курсантами пользоваться выключате- лем СБРОС ДАВЛЕНИЯ запрещается. КИСЛОРОДНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ Кислородное оборудование самолета предназна- чено: — для обеспечения кислородом членов экипажа; — для привития курсантам навыков в работе с кислородной аппаратурой (обучение курсантов ра- боте с кислородной аппаратурой проводится на учебных местах № 1—10; учебные места № 13 и 14, дежурная группа курсантов, второй и третий штур- маны-инструкторы кислородом не обеспечиваются). Для питания кислородом бортовой техник ис- пользует при необходимости переносный баллон с кислородным прибором КП-19. Кислородная маска КМ-32 находится рядом с переносным кислородным прибором. Кислородное оборудование, установлен- ное на борту самолета, подразделяется на стацио- нарное и переносное. Стационарное кислородное оборудование Стационарное кислородное оборудование (рис. 65) включает посты кислородного оборудования ра- бочих мест 1-го и 2-го летчиков, первого штурмана- инструктора, радиста и учебных мест № 1—10, кис- лородный баллон, сеть трубопроводов с соедини- тельной арматурой и бортовой зарядный щиток. Посты кислородного оборудования включают следующие изделия: — кислородный прибор КП-24М; — кислородный шланг КШ-24П; — кислородную маску КМ-32; — индикатор кислородного потока (ИП); — запорный кислородный вентиль КВ-5; — лампу СЛМ, сигнализирующую о падении дав- ления в кабине. Кроме перечисленных изделий на постах 1-го и 2-го летчиков установлены манометры МК-13М для контроля давления кислорода в системе, а на учеб- ных местах № 2—10 — манометры МК-13М и М-1000. На левом борту у шпангоута № 156 уста- новлен шланг со штуцером для подзарядки перенос- ного кислородного баллона. Для кислородных постов учебного места № 1 пер- вого штурмана-инструктора и радиста установка кислородных манометров МК-13М и М-1000 не пре- дусмотрена. Для аварийного покидания самолета с парашю- том на всех учебных местах с № 1 по № 10 имеются шланг КШ-65 и регулятор давления РД-24Б для 58
а Buff A 22 шп. 23 20 urn. 15uin. 28 26 28 15 14 16 15 Вид В 30 22 22 шп. Внимание । магистральный вентиль зякрывать при производстве работ с кислородной системой При эксплуатации вентиль должен быть ОТКРЫТЫМ И ОПЛОМБИРОВАННЫМ в открытом положении. Магистральный вентиль гасло-Т оЛОЖЕН над кислородным баллоном Рис. 65. Полумонтажная схема стационарного кислородного оборудования: 16 и 18 — кислородные приборы; 2, 5, 9, 14 н 17 — кислородные вентили; 4, 6, 13, 20 и 22 — индикаторы кислородного потока; 1. 3, 8, 16 и 18 — кислородные приборы; 2, 5, 9, 14 и 17 — кислородные вентили; 4, 6, 13, 20 и 22 — индикаторы кислородного потока- 7 и 19 — манометры кислородные; ТО — магистральный кислородный вентиль; 11 — кислородный баллон; 12 — щиток бортзарядки си- стемы кислородом; 15 — шланг зарядки кислородом баллонов переносных кислородных приборов КП-21; 21 — кислородная маска КМ-32 (типовая); 23 —манометр, показывающий давление кислорода после редуктора; 24 — манометр, показывающий давление кис- лорода перед редуктором; 25 — кислородный вентиль; 26 — штуцер зарядки системы кислородом; 27 — кислородная маска КМ-32АГ- 28 — кислородный вентиль, применяемый при переоборудовании кислородной системы; 29 — заглушка; 30 — сумка для кислород- ных масок членов экипажа
стыковки кислородной маски КМ-32 (через регуля- тор давления РД-24Б) с парашютным прибором КП-23. Изделия стационарного кислородного оборудования Кислородный прибор КП-24М является прибором легочно-автоматического действия с избыточным давлением кислорода в маске. Величина избыточно- го давления в маске автоматически регулируется по высотам. Кислородный прибор КП-24М предназ- начен для питания кислородом членов экипажа, 1-го инструктора и курсантов, при полете в герме- тизированной кабине на высоте до 14 000 м и в раз- герметизированной кабине — до высоты 12 000 м. Кислородная маска КМ-32 является маской гер- метического типа и предназначена для изоляции ор- ганов дыхания от окружающей среды. Кислородный шланг КШ-24П предназначен для подключения кислородной маски КМ-32 к кисло- родному прибору КП-24М. Кислородный манометр МК-13М предназначен для измерения давления кислорода в питающей ма- гистрали. Манометр избыточного давления М-1000 предназ- начен для измерения давления кислорода в кисло- родной маске КМ-32. Индикатор потока кислорода (ИП) предназначен для контроля за работой кислородного прибора КП-24М. Створки индикатора открываются при вы- дохе и закрываются при вдохе. Кислородный баллон установлен в переднем тех- ническом отсеке и предназначен для хранения за- паса кислорода на борту самолета. Объем кисло- родного баллона составляет 92 л. Рабочее давление кислорода в баллоне — 30 кГ/см2. Общий запас кислорода, приведенный к давлению 760 мм рт. ст. при температуре 20° С, составляет 2760 л. Кислородный вентиль КВ-5 предназначен для перекрытия кислорода в трубопроводах. Всего на самблете установлено 1? кислородных вентилей КВ-5 : 14 вентилей установлены на каждом кисло- родном посту перед кислородным прибором КП-24М; один — на щитке бортзарядки, один — в кислородной магистрали за кислородным баллоном и один — перед шлангом зарядки кислородного бал- лона переносного кислородного прибора КП-19. Бортовой зарядный щиток предназначен для за- рядки кислородом системы. Он установлен в перед- нем техническом отсеке. На щитке смонтированы: зарядный штуцер, запорный вентиль КВ-5, редуктор КР-15 для понижения давления кислорода с 150 до 30 кГ/см2, манометр МК-12М, показывающий дав- ление до редуктора, и манометр МК-13М, показыва- ющий давление после редуктора. Переносное кислородное оборудование Переносное кислородное оборудование состоит из одного кислородного прибора КП-19 с баллоном ем- костью 7,8 л и рабочим давлением 30 кГ/см2. Кислородный прибор КП-19 в комплекте с балло- ном представляет собой переносный источник кис- лородного питания, которым бортовой техник мо- жет пользоваться при необходимости или при пере- мещении в разгерметизированной кабине в полете на высоте от 4 до 12 км. Прибор КП-19 является прибором легочно-авто- матического действия. Он подает на дыхание газо- вую смесь с процентным содержанием кислорода, регулируемым автоматически по высотам. Давление кислорода в баллоне контролируется по манометру, установленному на входном штуцере. Рядом с манометром расположены зарядный шту- цер и запорный вентиль. В нижней части прибора имеется вентиль (крас- ный маховичок) аварийной подачи кислорода. При- бор снабжен ручным выключателем подсоса возду- ха, с помощьк» которого можно перейти на дыхание чистым кислородом. 31
Глава II СИЛОВАЯ УСТАНОВКА Силовая установка самолета состоит из двух двухконтурных турбореактивных двигателей Д-30 II серии с реверсивным устройством, системы управле- ния двигателями, вспомогательной силовой установ- ки (ВСУ), масляной и топливной систем и проти- вопожарного оборудования. 1. Двигатели Д-30 II серии размещены в легко- съемных гондолах, установленных на горизонталь- ных пилонах в хвостовой части фюзеляжа. Перед- няя часть гондол (воздухозаборники) оборудована противообледенительным устройством. Управление двигателями осуществляется рычага- ми, установленными на левом и правом пультах в кабине летчиков. Требуемый режим работы двига- телей на земле и в полете обеспечивается установ- кой рычагов управления (РУД) в определенное по- ложение и автоматически сохраняется на всех вы- сотах и скоростях полета. Управление реверсом тяги производится рычагами реверса, смонтированными на рычагах управления двигателями (только у ко- мандира экипажа). Запуск двигателя осуществляется воздушным стартером, который питается от вспомогательной силовой установки (ВСУ) или от наземной уста- новки воздушного запуска (УВЗ). 2. Вспомогательная силовая установка размещена в хвостовой негерметической части фюзеляжа. Она обеспечивает воздушный запуск двигателей, питание сжатым воздухом системы кондиционирования са- молета на земле и питание бортовой сети самолета электроэнергией постоянного тока на земле и в по- лете. Управление ВСУ и контроль за ее работой осу- ществляется со специального щитка за сиденьем командира экипажа. Предусмотрена также возмож- ность запуска и останова ВСУ в полете. 3. Масляная система выполнена самостоятельной для каждого двигателя. Циркуляция масла в дви- гателях Д-30 II серии осуществляется по схеме: маслобак — двигатель — радиатор — маслобак. 4. Топливная система состоит из двух автоном- ных систем, каждая из них питает один двигатель. Топливо размещено в шести отсеках кессонной части крыла — кессон-баках. Общая заправочная емкость всех баков составляет 16 500 л. Системы соединены топливопроводом, на котором установлен магистральный кран (кран перекрест- ного питания), позволяющий использовать топливо «2 одной системы для питания двух двигателей. За- данный порядок расходования топлива обеспечива- ется системой автоматики расхода и измерения топ- лива. Дренажная система топливных баков откры- того типа. Заправка топливом производится под давлением (централизованная заправка) через одну горлови- ну, расположенную в носке правой части крыла, или через заправочные горловины наверху каждого кес- сон-бака. 5. Противопожарное оборудование, установленное на самолете, сигнализирует о возникновении пожа- ра и обеспечивает подачу огнегасящего состава фреона-114В2 внутрь двигателей, в гондолы двига- телей и в отсек ВСУ. В случае посадки самолета с убранным шасси или невыпущенной одной ногой шасси предусмотре- на автоматическая подача огнегасящего состава >в гондолы двигателей. Расположение органов управления и контроля силовой установки в кабине летчиков показано на рис. 66. ГОНДОЛА ДВИГАТЕЛЕЙ На хвостовой части фюзеляжа симметрично от- носительно оси самолета установлены две гондолы (рис. 67), в которых размещаются двигатели с об- служивающими их агрегатами. Гондолы в плане расположены под углом 4° к оси симметрии самоле- та и соединяются с фюзеляжем с помощью пилонов по четырем стыковочным узлам силовых шпангоу- тов гондолы. Конструктивно гондола состоит из трех частей: передней (воздухозаборник), средней и задней (стекатель). Передняя часть гондолы (воздухозаборник) со- стоит из семи шпангоутов, носка воздухозаборника, канала воздухозаборника, носка пилона и обшивки. В передней части размещен бак маслосистемы. Го- рячий воздух для обогрева носка отбирается от V и X ступеней компрессора двигателя. Между передней частью гондолы и носком пило- на находится противопожарная перегородка из ли- ста титана. Для предотвращения распространения на переднюю часть гондолы огня в случае возник- новения пожара на двигателе (в районе шпангоута ^s 6) установлена противопожарная перегородка.
©У со Рис. 66. Расположение органов упра- вления силовой установкой и прибо ров контроля ее работы: 1— рычаги управления двигателями (РУД)'; 2 — рычаги управления реверсом тяги; 3— рычаг тормозного механизма; 4— рычаги останова Двигателей; б — рычаг стопоре- ния рулей и элеронов; 6 — щиток запуска двигателей; 7 — сигнальная лампа НЕИС- ПРАВНОСТЬ ДВИГАТЕЛЯ; 8 — указатель давления топлива иа входе в топливный насос-регулятор двигателя; 9 — трехстре- лочный указатель давления топлива, дав- ления и температуры масла; 10— сигналь- ные лампы ВНА — 10°, ЗАМОК РЕВЕРСА и РЕВЕРС ВКЛЮЧЕН; 11 — табло опасных режимов ПОЖАР ДВИГАТЕЛЯ, ПОЖАР ГОНДОЛЫ, ПОЖАР ВСУ, ТОПЛИВА 2400 кГ; 12— указатель расходомера топ- лива; 13 — указатель температуры газов за турбиной; 14 — указатель оборотов ротора 2-го каскада компрессоров; 15— верхний электрощиток летчиков; 16 — средняя при- борная доска летчиков; 17 — приборная до- ска второго летчика; 18 — лампа-кнопка сброса мигающего сигнала опасного режи- ма; 19— указатель топливомера; 20—пере- ключатель топливомера; 21 — сигнальная лампа ИДЕТ ЗАПРАВКА; 22 — рычаги уп- равления двигателями; 23 — выключатели топливомера; 24 — кнопки выключения си- рены; 25— элементы упра>вления предель- ным регулятором температуры двигателей; 26 — элементы управления пожарным и м агистр а льны м (перекр естного питания) кранами; 27 — элементы управления систе- мами пожаротушения; 28 — элементы уп- равления перекачкой и подачей топлива в- двигатели; 29 — выключатель противообле- денителя двигателей и воздухозаборников; 30 — элементы запуска вспомогательной си- ловой установки в воздухе; 31 — элементы запуска двигателей в воздухе и сигналь- ные лампы АПД РАБОТАЕТ и ОБОРОТЫ СТАРТЕРА ВЕЛИКИ; 32— указатель тем- пературы в системе противообледенителя двигателя и воздухозаборника; 33 — табло сигнализации отказов двигателя, работы противообледенителей и системы наддува кабин; 34 — приборы контроля вибрации и оборотов 1-го каскада компрессоров дви- гателей; 35—приборы контроля работы вспомогательной силовой установки (ВСУ>
Рис. 67. Гондола двигателя (правая): / — коллектор противообледенительной системы воздухозаборника; 2— профили жесткости: 3 — противопожарная перегородка; 4 — нижняя балка; 5— передние узлы крепления двигателя; 6 — отверстие для крепления приспособления снятия и установки гондолы; 7 —средняя часть гондолы; 8 — силовой шпангоут № 8; 9— верхняя балка; 10 — заборник воздуха для обдува генераторов; // — задние узлы крепления двигателя; 12 — крышки реверса; 13 — задняя часть гондолы; 14 — болты крепления приспособления для снятия и установки гондолы; 15— сты- ковочные узлы гондолы; 16—силовой шпангоут № 17; П — подкос пилона; 18 — отверстие для крепления приспособления для снятия и уста- новки гондолы; 19 — боковая балка; 20 — продольная противопожарная перегородка; 21 — носок пилона; 22— нижние откидные крышки; 23— передняя часть гондолы (воздухозаборника); 24 — носок воздухозаборника; 25 — канал воздухозаборника Передняя часть гондолы крепится к средней с по- мощью винтов и самоконтрящихся гаек. Стык ка- нала с двигателем выполнен эластичным с помощью полого резинового кольца, которое поджимается к профилю канала восемью ушковыми болтами. Средняя часть гондолы является силовой и состо- ит из семнадцати шпангоутов и полушпангоутов. Шпангоуты № 8 и 17 являются основными силовы- ми шпангоутами гондолы. На них установлены уз- лы крепления двигателя и стыковочные узлы гон- долы с фюзеляжем. Между фюзеляжем и гондолой, от силового шпан- гоута № 8 до реверсивного устройства двигателя, проходит средняя часть пилона. Для предотвращения распространения огня на фюзеляж в случае возникновения пожара на двига- теле средняя часть пилона отделена от средней ча- сти гондолы противопожарной перегородкой. Задняя часть гондолы (стекатель) съемная, со- стоит из пяти шпангоутов, склепанных с обшивкой. Стекатель крепится к двигателю четырьмя демпфе- рами. Двигатель крепится в гондоле шестью стальными подкосами, которые установлены на силовых шпан- 64 гоутах № 8 и 17 и боковой балке. Все подкосы регу- лируются по длине. Обдув генераторов (охлаждение) осуществляет- ся во время полета наружным воздухом за счет ско- ростного напора. После охлаждения генераторов воздух сбрасывается в подкапотное пространство. ДВИГАТЕЛЬ Д-30 II СЕРИИ Краткая характеристика двигателя Двигатель Д-30 II серии (рис. 68) представляет собой двухконтурный турбореактивный двигатель с реверсивным устройством и системой запуска с воз- душным стартером. Максимальная тяга двигателя при стандартных условиях 6800-2°/0 кГ. В двигателе применена двухвальная схема с дву- мя каскадами компрессора и двумя контурами по- тока воздуха—наружным и внутренним. 1-й кас- кад компрессора — четырехступенчатый, 2-й кас- кад — десятиступенчатый. Для обеспечения устойчивой работы компрессора при небольших оборотах во 2-м каскаде за IV и V ступенями предусмотрен перепуск воздуха в на-
Вид справа Виа слева Рис. 68. Двигатель Д-30 II серии ружный контур двигателя и входной направляю- щий аппарат с поворотными лопатками. Турбина двигателя реактивная, четырехступенча- тая, состоит из двух турбин. Двухступенчатая пер- вая турбина приводит во вращение высоконапор- ный компрессор 2-го каскада, нагнетающий воздух во внутренний контур двигателя, а двухступенчатая вторая турбина приводит во вращение низконапор- ный компрессор 1-го каскада компрессора, подаю- щий сжатый воздух как в наружный, так и во внут- ренний контур двигателя. Двухвальная схема поз- воляет значительно улучшить эксплуатационные данные двигателя, облегчить запуск и улучшить приемистость в широком диапазоне температур на- ружного воздуха. Для обеспечения безопасности полета двигатель оборудован противообледенительным устройством с ручным управлением, внутренней и внешней систе- мами пожаротушения, системами сигнализации о появлении стружки в масле и минимальном давле- нии масла, аппаратурой замера вибрации, системой ограничения максимальной температуры газов за турбиной и другими системами. Принцип работы двигателя Атмосферный воздух, забираемый первым рабо- чим колесом компрессора, входит в двигатель в осе- вом направлении, сжимается в четырехступенчатом 1-м каскаде компрессора и направляется в проточ- ную часть разделительного корпуса. В разделительном корпусе воздух разделяется на два потока и направляется в наружный и внутрен- ний контуры двигателя. Воздух, проходящий по наружному контуру, по- ступает через смеситель в канал, образованный от- крытыми створками реверсивного устройства, на срез сопла. Воздух, направляемый во внутренний контур, поступает в десятиступенчатый 2-й каскад компрессора, где дополнительно сжимается и на- правляется в камеру сгорания. В трубчато-кольце- вой камере сгорания воздух подогревается вследст- вие непрерывного сгорания топлива, подводимого в жаровые трубы через 12 двухконтурных форсунок. В камере сгорания часть воздуха участвует в сго- рании топлива, а основная часть его идет на сме- шивание с горячим газом, понижая температуру газов для обеспечения надежной работы деталей камеры сгорания и турбины. Выходя из камеры сго- рания, поток горячих газов приводит во вращение двухступенчатые первую и вторую турбины и далее через смеситель и канал реверсивного устройства поступает на срез сопла. Таким образом, суммарная тяга двигателя состоит из тяги, создаваемой в на- ружном контуре, и тяги, создаваемой во внутрен- нем контуре. При включении реверса тяги створки реверсивно- го устройства перекрывают газовоздушный тракт после смесителя и одновременно открывают два окна в корпусе с решетками, через которые газ вы- ходит под углом к оси двигателя в направлении дви- жения самолета, создавая обратную тягу. Сопло двигателя нерегулируемое дозвуковое со смешени- ем потоков воздуха и газа наружного и внутреннего контуров для снижения уровня шума, создаваемо- го двигателем. Во внутреннем конусе сопла разме- щено 12 сдвоенных термопар для измерения темпе- 5 Зак. 3643дсп 65
। ратуры газов за турбиной и выдачи сигйала йа пре- дельный регулятор температуры ПРТ-35. Система запуска двигателя , Снесем^,.запуска.. двигателя предназначена для автоматического запуска двигателя. Запуск двига- теля осуществляется воздушным стартером, уста- новленйым на нижней коробке приводов Двигателя- В качестве источника сжатого воздуха для питания воздушнбголСТартёра используется ; бортовой ,‘энер.,- гоузел — вспомогательная силовая установка (ВСУ) или аэродромная установка воздушного за- пуска (УВЗ). Система запуска обеспечивает выпол- нение следующих процессов, связанных с эксплуа- тацией двигателя: — запуск двигателя на земле; — запуск двигателя в полете; — холодную прокрутку двигателя; — ложный запуск двигателя; — прекращение запуска. В систему запуска двигателя входят ВСУ (энер- гоузел) и-автомэтическая панель запуска АПД-55/ установленные на самолете, воздушный стартер СтВ-10, агрегат зажигания СКНА-22-2А со свечами СП-06ВП и электро гидравлический выключатель центробежного регулятора ЦР-2ВР, установленные на двигателе, а также электроаппаратура (контак- 'I , торы, реле, автоматы защиты, выключатели, пере- 1 ключатели, кнопки, сигнальные лампы, предохра- нители), входящая в состав электрооборудования самолета. Размещение агрегатов и аппаратуры системы за- пуска показано на рис. 69. - Воздушный стартер СтВ-10 предназначен для ; раскрутки ротора второго каскада компрессора двигателя при запуске, холодной прокрутке и лож- ном; запуске. Автоматическая панель запуска АПД-55 пред- ставляет собой комплекс коммутационной аппара- туры и программного механизма, выдающего в co- ir ответствии с заданной циклограммой сигналы для управления системой запуска. к . Агрегат зажигания СКНА-22-2А с двумя полупро- г водниковыми свечами СП-06ВП предназначен для воспламенения топливовоздушной смеси в жаровых трубах камеры сгорания при /запуске двигателя на земле и в полете. . . | Электрогидравлцческий выключатель агрегата ; ,.| ЦР-2ВР предназначен для отключения системы за- | пуска при достижении ротором 2-го каскада комп- » рессора оборотов, равных 4300±200 в минуту (35— 8 38,5%). ! Контрольно-измерительные приборы I 1. Тахометр ИТЭ-2Т. На самолете установлено г два комплекта магнитно-индукционных тахометров ИТЭ-2Т. Один из них измеряет обороты роторов 2-го каскада компрессоров, другой — .1 -то каскада комп- рессоров обоих двигателей. / ' 2. Измеритель температуры выходящих газов ИТ-2Т предназначен для измерения температуры выходящих газов за турбиной двигателя (на само- лёте установлено два комплекта). ' 3: Трехстрелочный ~ моторный индикатор -ЭМИ/ЗРТИ: Электрический индуктивный моторный i .индикатор ЭМИ-ЗРТИ предназначен для измерения i .66 давления топлива, давления и температуры масла. Комплект индикатора состоит из трехстрелочного указателя УИЗ-З и трех датчиков. .4- Манометр топлива ДИМ-4Т. Электрический дистанционный индуктивный манометр ДИМ-4Т предназначен, для измерения давления топлива на входе в топливный насос-регулятор НР-ЗОАР. 5. Манометр воздушный ДИМ-8Т. Электрический . дистанционный манометр ДИМ-8Т предназначен для измерения давления воздуха перед воздушным стартером в системе запуска двигателей. 6. Измеритель температуры воздуха ТЦТ-13 пред- назначен для измерения температуры воздуха в си- стеме обогрева носка воздухозаборника. Датчик измерителя установлен в трубопроводе подвода воздуха к носку воздухозаборника, а ука- затель ТЦТ-1 — на щитке мотоприборов и ВСУ. 7. Аппаратура контроля вибрации корпуса двига- теля ИВ-200Е предназначена для постоянного конт- роля уровня вибраций двигателей в процессе их эксплуатации. Контрольно-измерительные приборы размещены на средней приборной доске летчиков (рис. 70) и на щитке мотоприборов и ВСУ (рис. 71). Системы сигнализации 1. Система сигнализации о наличии стружки в масле. На каждом двигателе предусмотрена сигна- лизация о появлении металлической стружки в мас- ле. Основным элементом системы сигнализации яв- ляется фильтр-сигнализатор, установленный в мас- ляной полости центробежного воздухоотделителя ЦВО-ФС-ЗО, расположенного на двигателе. Лампа сигнализации СТРУЖКА В МАСЛЕ загорается также при повышении температуры масла, откачи- ваемого от шарикоподшипника ротора 2-го каскада, до 165°С. 2. Система сигнализации о минимальном давле- нии масла. На каждом двигателе предусмотрена сигнализация о минимальном давлении масла. При падении давления масла до 2,2 кГ/см2 сра- батывает датчик МСТВ-2,2, установленный на мас- лопроводе на входе в двигатель. 3. Система сигнализации о засорении топливного фильтра предназначена для предупреждения эки- пажа о том, что питание двигателя происходит.не- фильтрованным топливом (система временно не задействована). 4. Система сигнализации о неисправности двига- теля. На средней приборной доске летчиков уста- новлены две лампы, сигнализирующие о неисправ- ности левого и правого двигателей. 5. Система сигнализации об опасных оборотах стартера. Для предупреждения экипажа о неот- ключении воздушного стартера и выходе его на по- вышенные обороты при запуске двигателя преду- смотрена сигнальная лампа ОБОРОТЫ СТАРТЕ- РА ВЕЛИКИ, расположенная на верхнем электро- щитке летчиков. 6. Система сигнализации о положении поворотов лопаток входного направляющего аппарата (ВНА). Сигнализация о положении поворотных лопаток ВНА второго каскада компрессора двигателя пред- назначена для определения положения лопаток и осуществляется сигнальной лампой ВНА-10°, рас- положенной на средней приборной доске летчиков.
йО” 9шп. 20 21 Ъ-вшп 50 ит В систему) кондициониро- вания К стартеру/ левого двигателя Рис. 69. Схема размещения агрегатов системы ЦРП К стартеру) правого двигателя запуска и подачи сжатого воздуха к стартерам двигателей: / — щиток запуска; г —щиток контроля и запуска ВСУ; 3 — воздушный стартер; 4 — автоматические панели запуска; 5 — концевой выключатель сигнализации положения двеои заднего багажника; 6 — электрогидравлический выключатель центробежного регулятора; 7 —агрегат зажигания; 8 —штуцер запуска от аэродромной* установки воздушного запуска (УВЗЬ S—’ вспомогательная силовая установка; /0 — воздухопровод; 11 — перекрывиая заслонка отбора воздуха в систему кондиционирования; 12 — стакан- /3 —штуцер- 14 — обратный клапан- 15 наконечник шланга УВЗ; /6—крышка с замком; 17— фиксатор крышки; /8 — штепсельные разъемы аэродромного питания; « — аккумуляторная батарея 12САМ-55- 20 — верхний эл’ектпо1 щиток летчиков; 21 — левая панель АЗС; 22 — щиток управления электроэнергией ’ Р ялскгро-. 05
Р-ис. 70. Размещение приборов контроля работы двигателей на средней приборной доске . ’ _ летчиков: 1 — указатель Давления Топлива на входе в топливный насос-регуЛятор; 2 — указатель расходомера топлива; 3 — указатель температуры газов за турбиной; 4,— указатель оборотов ротора второго каскада компрессоров; 5 — лампа сигнализации о неисправности двигателя; 6 — трех- стрелочный указатель-давления топлива, давления и температуры масла; 7 —сигнальная лампа ВНА — 10°; 8 — сигнальная лампа ЗАМОК РЕВЕРСА; 9 ^сигнальная лампа РЕВЕРС ВКЛЮЧЕН; 10 — табло сигнализации: ПОЖАР ДВИГАТЕЛЯ, ПОЖАР ГОНДОЛЫ, ПОЖАР ВСУ, ТОПЛИВА 2400 кГ; 11 — кнопка проверки сигнальных ламп и табло 7. Система сигнализации о положении замка ре- верса. При открытии замка желтая лампа горит, при закрытии —лампа гаснет. 8. Система сигнализации о положении створок реверса. При установке створок реверсивного уст- ройства в положение обратной тяги (створки закры- ты) горит зеленая лампа. При установке створок в положение прямой тяги (створки открыты) лампа гаснет. ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА Топливная система (рис. 72) состоит из топлив- ных баков и систем, обеспечивающих бесперебой- ную подачу необходимого количества топлива к дви- гателям. Все топливо размещается в шести отсеках кессонной части крыла — кессон-баках. Дренажная система связывает баки с атмосфе- рой. Наддув баков от скоростного напора исклю- чает закипание топлива при применении широко- фракционного топЛива. - Система подачи-топливак двигателям раздельная. Левый двигатель и двигатель вспомогательной сило- вой установки Питаются из баков левого полукры- ла, правый двигатель — из раков правого полукры- ла. В системе установлен магистральный кран (кран- перекрестного питания), который обеспечивает рав^ номерную выработку топлива из всех баков при возможных неисправностях двигателей или топлив- ной системы. Топливо, предназначенное для цита- ния каждого двигателя, расходуется в таком по- рядке: - ' — I очередь, бак № 3 — полностью; — ПА очередь; бак № 1 —до остатка 2000 кГ (вместе с расходным отсеком); — III очередь, бак № 2 — полностью; — ЦБ очередь; остаток топлива в баке № 1 — полностью. Заправка баков осуществляется под давлением (централизованная заправка) через одну горловину, расположенную в носовой части правого полукрыла. Предусмотрена также заправка сверху через горло- вины баков. Слив топлива возможен только на земле. Расположение элементов управления топливной системой на верхнем электрощитке летчиков пока- зано на рис. 73. Система заправки топливом под давлением (централизованная заправка) Система заправки топливом под давлением (рис. 74) распределяет топливо от заправочной гор- ловины к топливным бакам через систему трубопро- водов и клапанов. Время полной заправки топлив- ной системы заправщиком при давлении 3,5— 4,5 кГ/см2 составляет 20—25 мин (при заправке давление топлива не должно превышать 4,5 кГ/см2). Система смонтирована в носовой части крыла. Порядок заправки топлива под давлением Заправку топлива производить в таком порядке: — подключить аэродромный источник постоянно- го тока к самолету; —' включить преобразователь ПО-500 или аэро- дромный источник переменного тока; — установить выключатель правого топливоме- ра в положение ВКЛЮЧЕНО (питание системы за- правки сблокировано с включением правого блока топливомера); ' — открыть крышки лючков заправочной горло- вины и щитка управления заправкой и снять за- глушку с горловины; 68
3 7 5 6 7 8 9 70 ОСНОВНЫЕ обороты первого каскада) 4 2 ОБОРОТЫ 80 80 20 60 60 Уи1о дим-8 50 ( ВИБРАЦИЯ ПРАВОГО ) (ВЫКЛЮЧЕНО ) ( вибрация левого") ПРАВ. В/ЗАБОРНИК ) ( ЛЕВЫЙ ДВИГАТЕЛЬ НАДДУВ ВКЛЮЧЕН °С*100 ТСТ-2 'Л/О ДВИГАТ 1 И В/ЗА60РН. ВКЛЮЧЕН J ПРАВЫЙ ДВИГ. НАДДУВ ВЫКЛЮЧЕК П/0 КРЫЛА И КИЛЯ ВКЛЮЧЕН ti/O КРЫЛА и киля ВЫКЛЮЧЕН ВИБРАЦИЯ ВЕЛИКА Л/О КРЫЛА И КИЛЯ ВЫКЛЮЧЕН ЛЕВЫЙ ДВИГ СТРУЖКА 8 МАСЛЕ НАДДУВ выключен ДАВЛ МАСЛА МАЛО КОНТРОЛЬ ИВ-200 100% ОБОРОТЫ 50 ММ/СЕК ТЕМПЕ РАТУ Р А ) (давление на запуск ДВИГАТЕЛИ П/0 ДВИГАТ. И В/ЗАБОРИ. ВКЛЮЧЕН 0/0 КРЫЛА и киля ВКЛЮЧЕН ВИБРАЦИЯ ВЕЛИКА ( ПРАВЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 11 СТРУЖКА - В МАСЛЕ [ТОПЛИВНЫЙ I фильтр L ЗАСОРЕН НАДДУВ ВКЛЮЧЕН ТОПЛИВНЫЙ ФИЛЬТР ЗАСОРЕН ДАВЛ.МА МАЛО «100 С «100 с (ТЕМПЕРАТУРА ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЯ 2 12 . Рис. 71. Щиток мотоприборов и ВСУ: 1 — кнопка проверки исправности табло и сигнальных ламп; 2 —табло сигнализации отказов двигателя: ВИБРАЦИЯ ВЕЛИКА, СТРУЖКА В МАСЛЕ, ДАВЛЕНИЕ МАСЛА МАЛО, ТОПЛИВНЫЙ ФИЛЬТР ЗАСОРЕН. ЛЕВЫЙ (ПРАВЫЙ) ДВИГАТЕЛЬ; 3 — кнопка контроля аппара- туры вибрации; 4 — измеритель оборотов ротора двигателя ВСУ; 5— указатель давления воздуха в системе запуска двигателя Д-30 II серии; 6 — измеритель температуры выходящих газов из двигателя ВСУ; 7 — выключатель аппаратуры контроля вибрации двигателей; 8 — указатель оборотов 1-го каскада компрессоров двигателей; 9 — указатель вибрации левого двигателя; 10— указатель вибрации правого двигателя; 11 — указатель температуры в системе противообледенителя воздухозаборника; 12 — указатель температуры в. системе противообледенителя кры- ла и киля
3 19 шп. 25 12 шп. бшп. 26 ГГ\ 21 27 21 20 19 19 28 11 Рис. 72. Топливная система (монтажная схбма): I — сигнализатор давления; 2 — трубопровод перекачки топлива из бака № 2; 3 — трубопровод перекачки топлива из бака № 3; « — трубопровод перекачки топлива из бака № 1; 5—сливной кран; 6 — кран магистральный (перекрестного питания); 7 — клапан перелива топлива; 8 —мембранные узлы клапанов перекачки; 9 — трубка для электропроводов питания иасоса; 10 — подкачиваю- щие насосы ЭЦН-45; 11 к 12 — сигнализаторы давления; 13 — поплавковые узлы клапанов перекачки; 15 — обратные клапаны; 16 — штуцер консервации топливной системы двигателя; 17 — иасос-регулятор; 18 — подкачивающий насос; 19— температурно-разгрузоч- ный клапан; 20 — пожарный кран; 21— питающий топливопровод; 22 — перекрывной топливный кран; 23 — датчик расходомера топ- лива; 24 — топливомасляный радиатор; 25 —топливный фильтр; 26 — штуцер консервации двигателя ТА-8; 27 — перекачивающие на- сосы ЭЦН-91; 28 —двигатель Д-30 II серин; 29 — двигатель ВСУ
3 4 5 6 5 3 ПЕРЕКАЧКА П Р U ТИВ О ПОЖАРНАЯ АВТОМАТ РУЧНОЕ ВКЛЮЧЕНИЕ РУЧНАЯ ПРИНУДИТ. РАБОТА ТОПЛИВНЫХ НАСОСОВ очередность расхода топйива по группам ЛАМПА ЗАГОРЕЛАСЬ - ВКЛЮЧИ \4“РУППУ / К/ БАЛЛОНЫ ОГНЕТУШЕНИЯ (ПОЖАР В ДВИГАТЕЛЯХ ЛЕВЫЙ | ПРАВЫЙ ДЛ Я •тушения- НАЖМИ СИСТЕМА ПОЖАР В МОТОГОНДОЛАХ ЛЕВОЙ | ВСУ | ПРАВОЙ ю Точен ИТ-2Т ВЫКЛ. МЕНЬШЕ ЗАПУСК ДВИГАТ В ВОЗДУХЕ ВСУ I Ann * I - ЗАПУСКГрЁЖ ЛЕВЫЙ I АПД^ РАБОТАЕТ I ПРАВЫЙ в ВОЗДУХЕ I выключ. АВТОМАТ ТОРМОЗОВ АВТОМАТ ПРАВЫЙ в £1 КЛОЧЕНО ВКЛЮЧЕНИЕ БАЛЛОНОВ ВКЛ СИСТЕМЫ ПИТАНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕД ПРАВ. ВСЛОМОГАТ. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ь РЕЖИМ | ОТКАЗ | СТОЛ ' ОБОРОТЫ СТАРТЕРА1 ЛЕВ. | ПРАВ. ВЕЛИКИ ОТКЛЮЧЕНИЕ ТРИММЕРА РВ ПОЛЕТНЫЙ ЗАГРУЖАЛИ ВКЛЮЧЕНО АВТО* ПИЛОТ ппд Т ПИЛОТА Р Е В ФОНАРЯ БОЛЬШЕ ПЕРЕКАЧ. HAQOCOB ВЫКЛЮЧ. ВЫКЛЮЧЕНО РАБОТА ТОПЛИВНЫХ НАСОСОВ ПРОВЕРКА ЛАМП ПО- ЖАРНОЙ СИГ* НАЛИЗАЦИИ АВТОМАТ ЛЕВЫЙ 2 2 Рис. 73. Расположение элементов управления топливной системой на верхнем электрощитке летчиков: / — выключатели топливоподкачивающих насосов; 2 — выключатель блока автоматики расхода топлива; 3 — выключатели пожарных кранов; 4—выключатель магистрального (перекрестного пи- тания) крана; 5 — лампа сигнализации об открытом положении пожарного крана (зеленая); 6—лампа сигнализации об открытом положении магистрального крана (красная); 7 — выключатель перекачки топлива; в —лампы сигнализации очередности расхода топлива (желтые); 9 — выключатели ручного включения топливоперекачивающих насосов; 10 — выключатель принудительного вклю- чения перекачивающих насосов I н III очередей расходования топлива; // — лампы сигнализации работы топливных насосов (зеленые)
8 10 12 13 щиток КЕССОН - БАКИ В Ы К Л 5 и ВНИМАНИЕ' ДАВЛЕНИЕ ТОПЛИВА НЕ БОЛЕЕ 4,5атм 7 Щиток 77 7Z7 '^4-4® 4(9 2 8 I I КЕССОН БАКИ КРАН ю ч е н о ЗАПРАВКА ВКЛЮЧЕНА ВЫКЛЮЧЕНО управления заправкой топлива Рис. 74. Схема системы заправки топливом под давлением: 1— заправочный клапан бака; 2— трубка; 3— поплавковый клапан; 4 — магистральный топливопровод; 5 — переключатель вариантов заправки; 6 — лам на сигнализации включения системы заправки; 7 — выключатель системы заправки; 8 — выключатель общего клапана (крана) заправки; 9 — выключатели за- правочных клапанов баков; 10— лампы сигнализации об открытом положении заправочных клапанов баков; // — лампа сигнализации об открытом положе- нии общего клапана (крана); 12 — трубопровод дренажной системы; 13 — обратный клапан; 14 — электромагнит; 15 — горловина с общим заправочным клапаном (краном); 16— щиток управления заправкой топлива; /7 — датчик заправки
— присоединить шланг топливозаправщика к за- правочной горловине и заземлить его через гнезда, расположенные рядом с горловиной заправки (пе- ред началом заправки убедиться в том, что самолет и топливозаправщик заземлены). На щитке заправки установить: — переключатель вариантов заправки в нужное положение («П», «С» или «М»); — выключатель блоков заправки — в положение ЗАПРАВКА ВКЛЮЧЕНА, при этом рядом с вы- ключателем и на приборной доске второго летчика загорятся лампы, сигнализирующие о включении блоков заправки; — выключатели клапанов баков, подлежащие заправке, и выключатель ОБЩИЙ КРАН — во включенное положение. При этом над выключате- лями загораются сигнальные лампы ЛЕВЫЕ КЕС- СОН-БАКИ, ПРАВЫЕ КЕССОН-БАКИ и ОБ- ЩИЙ КРАН. iBo избежание опрокидывания пустого самолета на хвост при полной заправке необходимо переклю- чатель вариантов заправки сначала установить в положение «М» и по погасании сигнальных ламп клапанов баков № 1 переключить его в положение «П»; — включить насос топливозаправщика; топливо заправлять до тех пор, пока на щитке заправки не погаснут все зеленые сигнальные лампы; — перевести выключатели всех клапанов и бло- ка заправки в положение ВЫКЛЮЧЕНО; контроль за заправкой вести по счетчику-литромеру топливо- заправщика; — переключить насос топливозаправщика на от- качку и откачать топливо из трубопровода систе- мы заправки и шланга заправщика; — отсоединить шланг топливозаправщика от горловины, закрыть горловину крышкой и законт- рить; — закрыть крышки лючков заправочной горло- вины и щитка управления заправкой; — проверить количество топлива по указателю топливомера на приборной доске в кабине экипажа; — установить стрелки на шкалах указателей расходомеров с помощью кремальер на цифры, со- ответствующие количеству залитого в баки топли- ва, которое приходится на каждый двигатель; — через 10—15 мин после окончания заправки слить отстой (0,5—1 л) через сливные клапаны каждого бака. Порядок заправки топлива через заправочные горловины баков Заправку топлива производить в таком порядке: — убедиться перед началом заправки в том, что самолет и заправщик заземлены; — 'баки № 3 заправлять в последнюю очередь; — протереть чистой ветошью обшивку у запра- вочной горловины и открыть пробку горловины; — вставить в горловину заправочный пистолет и заземлить его, установив штырь в гнездо, предвари- тельно вывернуть винт; — включить насос топливозаправщика. В процес- се заправки контролировать количество заправляе- мого топлива по топ'ливомеру в кабине эйипажа и счетчику-литромеру заправщика. Варианты заправ- ки приведены в табл. 9. Полная заправка баков производится по обрез заправочных горловин; Таблица 9 Варианты заправки Распределение топлива по бакам,кГ Коли- чество топлива иа само- лете, кГ Бак № 1 Бак № 2 Бак № 3 Полная заправка (П) 3930 1750 920 13 200 Средняя заправка (С) 3350 1750 0 10 200 Минимальная заправка (М) 2000 1750 0 7500 — закрыть пробки заправочных горловин; — проверить количество топлива по указателю топливомера (в кабине экипажа); • — установить стрелки на шкалах указателей расходомеров с помощью кремальер на цифры, со- ответствующие количеству залитого в баки топлива; — через 10—15 мин после окончания заправки слить отстой (0,5—1 л) через сливные клапаны каждого бака. Очередность заправки и расхода топлива показа- на на рис. 75. Система автоматики расхода и измерения топлива СЭТС-470А Система автоматики расхода и измерения топли- ва СЭТС-470А предназначена: — для автоматического управления расходом топлива по заданной программе в целях сохране- ния центровки самолета; — для автоматического управления системой за- правки топлива под давлением (централизованная заправка) в вариантах полной, средней и минималь- ной заправки; — для сигнализации очередности расхода топ- лива; — для сигнализации остатка топлива 2400 кГ; — для измерения запаса топлива в каждом баке; — для измерения суммарного запаса топлива на каждый двигатель раздельно. Проверка системы автоматики расхода и измерения топлива СЭТС-470А под током Проверка работоспособности топливомера: — выключатели топливомера и автомата расхо- да установить во включенное положение (включе- ние автомата расхода обязательно); — выключатель ПЕРЕКАЧКА ТОПЛИВА уста- новить в положение РУЧНАЯ; — нажатием кнопки на указателе УТД-52 убе- диться в работоспособности системы по отклонению стрелок указателя к нулевой отметке шкалы; — сравнить показания топливомера по очередям и показания суммы для каждого двигателя с фак- тически заправленным количеством топлива (левый двигатель — стрелка № 1, правый — стрелка № 2). При пустых баках работоспособность топливомера проверяется нажатием кнопок (на блоках измере- ния), при этом стрелки указателя должны устанав- 73
ливаться примерно на 2/3 шкалы. При отпускании положение. Варианты измерения запаса топлива кнопок стрелки должны возвратиться в исходное для каждого двигателя даны в табл. 10. Таблица 10 Положение ' перекл.дочат'еля " топливомера . . Левый'двигатель (1) ' -• - ’ Правый двигатель (2) Очередь расхода Баки Очередь расхода Баки 1 2 3 СУММА I ПА, ПБ III 1+ПА+ПБ+Щ № 3-левый № 1 левый № 2 левый .. № 1+2+3 левые. I НА, ПБ III 1+ПА+ПБ+Ш. № 3 правый № 1 правый № 2 правый . №1+2 + 3 правые 74
Проверка работоспособности автоматов расхода топлива Проверку производить в такой последовательно- сти: — выключатель ПЕРЕКАЧКА ТОПЛИВА уста- новить в положение АВТОМАТ; — включить подкачивающие насосы № 1 и 2 ле- вого и правого двигателей; — поочередно включить блоки автомата расхода топлива (левый и правый). Правильность работы автоматов расхода топлива определяется по загоранию сигнальных дамп в со- ответствии с заправкой: — при полной заправке загораются желтая и зе- леные лампы I очереди расходования топлива; — пои средней заправке загораются желтые лам- пы I и ПА очередей и зеленые лампы ПА и ПБ оче- редей расходования'топлива; — при минимальной заправке загораются желтые лампы I, ПА и Ш очередей и зеленые лампы ПА, ПБ и III очередей расходования топлива; — если самолет не заправлен топливом, загора- ются все желтые лампы очередности расходования топлива и табло ТОПЛИВА .2400 кГ. При промежуточных вариантах заправки топли- вом сигнальные лампы должны гореть в порядке, приведенном в табл. И. Таблица 11 Этапы работы автоматов расхода топлива и топливных насосов Сигнализация работы топливых насосов очередности расхода топлива остатка топлива 2400кГ 1 очередь (бак №3), насосы 3 и 4 II очередь (бак №1), насосы 5 и 6 III очередь (бак №2), насосы 7 и 8 Расходный , отсек . (бак Nsl), насосы 1 и 2 очередь ПА очередь очередь ПБ очередь Расходуется топливо из 1 очереди (бак №3) ОО ОО о® о О О О При остатке топлива 320 кГ в“1 очереди включается НА очередь оо оо оо .о о ^2) о При остатке топлива 3840 к Г во -II очереди выключается 1 очередь оо « . оо оо А о о о При остатке топлива 2240 кГ во II очереди включается III очередь оо оо о о ^2) о При остатке топлива 200 к Г в 111 очереди - включается лампа ПБ очереди оо оо оо * о о о При остатке топлива 1600 кГ во НБ очереди выключается III очередь оо о оо о о о При остатке топлива 1200кГ во ПБ очереди ’• включается красное таб- ’ ло „Топлива 2400кГ" оо оо оо о Условные обозначения ф Лампа не горит Лампа горит Проверка работоспособности автомата заправки топлива Проверку производить в такой последовательно- сти: — выключатель правого топливомера установить во включенное положение; — выключатель заправки установить во включен- ное положение;. ‘ '. . ' г:: :: : : — выключатели клапанов заправки двсех баков и’.общего заправочного.клалана- (крана).:установить во включенное положение; ...: переключатель вариантов заправки : устано- вить в положение «П». . . "При этом на щитке заправки топливом должны гореть лампы ЗАПРАВКА ВКЛЮЧЕНА, ОБЩИЙ КРАН и лампы клапанов пустых и не полностью за- правленных топливом баков.- Кроме того, на при- борной доске правого летчика должна гореть лампа ИДЕТ ЗАПРАВКА. Проверка клапанов перекачки топлива Проверку производить-в такой последовательно- сти: —.. ... — выключатели топливомера установить во включённое положение; . — переключатель топливомера ПГ-4 установить в положение «2»; — выключатели ПЕРЕКАЧКА ТОПЛИВА уста- новить в положение РУЧНАЯ; 75
— выключатели ручного включения перекачива- ющих насосов I и III очереди расхода установить поочередно во включенное положение. При этом ко- личество топлива в баках II очереди (при полностью заправленных баках № 1) не должно увеличиваться. Увеличение количества топлива в баках II очере- ди или автоматическое отключение насосов № 3 и 4 или № 7 и 8 указывает на неисправность соответ- ствующих клапанов перекачки. Проверка герметичности пожарного крана Проверку производить в такой последовательно- сти: — закрыть пожарный кран; — включить подкачивающий насос № 1 или 2. Если после пятиминутной его работы не появилось давление топлива на указателе манометра ДИМ-4Т (средняя приборная доска летчиков), кран герме- тичен. Автоматическое управление расходом топлива в полете Расход топлива происходит из расходных отсе- ков, расположенных в баках № 1, куда топливо пе- рекачивается насосами из баков № 1, 2 и 3. Управление перекачкой топлива осуществляется двумя блоками автомата расхода топлива или руч- ным включением насосов. Блок автомата расхода левого двигателя дубли- рует работу автомата расхода правого двигателя, и наоборот. Система контроля расхода топлива Система контроля расхода топлива служит для визуального отсчета количества топлива в кило- граммах, израсходованного каждым двигателем. Система состоит из двух комплектов расходомеров РТСВ10-8. Каждый комплект состоит из датчика, показыва- ющего прибора и магнитного прерывателя. Шкала показывающего прибора отградуирована в кило- граммах; Максимальное значение шкалы — 8000 кГ. На лицевой стороне прибора имеются две кре- мальеры: верхняя служит для установки сорта топ- лива, нижняя — для установки количества топлива в килограммах. Перед полетом стрелка указателя расходомера каждого двигателя должна быть установлена на от- метку шкалы, соответствующую общему запасу топлива на двигатель. МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА Масляная система (рис. 76) состоит из агрегатов, являющихся принадлежностью двигателя, и агре- гатов, установленных на самолете. На двигателе установлены: — основной двухступенчатый масляный насос ОМН-ЗО; — четырехступенчатый масляный насос откачки МНО-ЗО; — центробежный воздухоотделитель с фильтром- сигнализатором наличия стружки в масле ЦВО-ФС-ЗО; — центробежный суфлер ЦС-30; — основной масляный фильтр МФС-30; — маслоохлаждающий переходник ВНА 1-го каскада компрессора; — сливной кран на коробке приводов. На самолете установлены: — маслобак; — топливомасляный радиатор; — два сливных крана 636700/А. Контроль за работой маслосистемы каждого дви- гателя осуществляется прибором ЭМИ-ЗРТИ, пока- зывающим температуру и давление масла на входе в двигатель, и табло ДАВЛ. МАСЛА МАЛО и СТРУЖКА В МАСЛЕ, которые расположены на щитке мотоприборов и ВСУ. Контроль за количеством масла на земле ведется по показанию масломера, шкала которого разбита на три участка: — 1-й участок шкалы (до 7 л масла в баке), за- крашенный по всей высоте в красный цвет, запре- щает гонку двигателя на земле; — 2-й участок (от 7 до 15 л масла в баке), за- крашенный снизу в красный цвет, сверху — в зеле- ный, допускает только гонку двигателя на земле; — 3-й участок (более 15 л масла в баке), за- крашенный по всей высоте в зеленый цвет, разреша- ет полет. При заправке маслобака контроль за количест- вом масла ведется по тарированной мерной линейке. Агрегаты масляной системы 1. Масляный бак установлен в передней части гон- долы двигателя с внешней стороны между внутрен- ней и внешней обшивкой воздухозаборника. Пол- ная емкость маслобака—22 л, заправляется до уровня горловины (20 л). 12. Топливомасляный радиатор (изд. 62) уста- новлен в пилоне гондолы двигателя и предназначен для охлаждения масла, циркулирующего в системе. ВСПОМОГАТЕЛЬНАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА (ВСУ) ВСУ (рис. 77) включает в себя газотурбинный двигатель и системы, обеспечивающие его крепление и работу на борту самолета. ВСУ расположена в хвостовой негерметической части фюзеляжа (за шпангоутом № 62) и предназначена: — для воздушного запуска двигателей Д-30 II серии на земле; — для питания сжатым воздухом системы конди- ционирования самолета на земле; — для питания бортовой сети самолета электро- энергией постоянного тока как на земле, так и в полете до Н = 3000 м (в полете только в аварийной ситуации при отказе основных генераторов на дви- гателях) . На аэродромах от ВСУ сжатый воздух и электро- энергия могут одновременно отбираться в следую- щих комбинациях: воздух в систему запуска двигателей и элек- троэнергия до 10 кВт; — воздух в систему кондиционирования и элек- троэнергия до 10 кВт. Запуск двигателя ВСУ и управление им —ди- станционные. 76
7 , Рис. 76. Схема маслосистемы: / — маслоохлаждающий переходник; 2 — мерная линейка; 3 — заливная горловина; 4 — сливной край; 5 — маслобак- 6— масло-' мер: 7 “ топливо“®сляный радиатор; 8 — центробежный суфлер; 9 — масляный насос откачкн; 10 — фильтр- 11 — певепчскной ' клапан фильтра; 12-сливной кран иа двигателе; 13 - обратный клапан; 14 - редукционный кАапан; 15-нагнетающая степей. ' основного масляного Насоса; 15 — откачивающая ступень; /7 — центробежный воздухоотделитель с фильтром-сигнализатором наличия стружки в масле; 18 — сливной кран и п
оо Рис. 77. Вспомогательная силовая установка: / — люк воздухозаборного устройства; 2 — электромеханизм МП-100М-30; 3 — коллектор противопожарной системы; 4 — верхние смотровые люки; 5 —фермы; 6 — задняя подвеска двигателя; 7 — под. кос-демпфер; 8 — кронштейн задней подвески; 9 — газотурбинный двигатель; 10 — стяжиой ленточный хомут кожуха; 11 —регулируемый стержень; 12 — кронштейн крепления трубы к фюзеляжу; 13 — фиксатор; 14— выхлопная труба; 15— патрубок; 16— кожух; 17 — дренажная трубка; 18— прокладка медная; 19— быстроразъемный хомут крепления патрубка с двигателем; 20— регулятор воздуха; 21 — нижние крышки отсека ВСУ; 22 — трубопровод отбора воздуха на самолетные нужды; 23 — трубопровод топливной системы; 24 — ограничительное кольцо; 25 —левая цапфа двигателя; 26 — правая цапфа двигателя; 27 — втулка закладная; 28— резиновые втулки; 29 — болт крепления двигателя к ферме; 30 — регулируемый подкос; 3/— кронштейн, воспринимающий боковые нагрузки; 32 — шайба; 33 — ушковый болт; 34— штифт; 35— гайка; 36 — втулка; 37— верхние воздухозаборные створки ВСУ; 38 — трубопровод системы обогрева; 39 — дефлектор двигателя
Рис. 78. Двигатель ВСУ (вид справа): / — пусковая форсунка; 2 —вход воздуха в. компрессор; 3 — датчик оборотов; /-стартер-генератор; 5 — топливный насос-регулятор; 6 — кран стравливания воздушной пробки из топливной системы; 7 — электромагнитные клапаны пускового и рабочего коллекторов; 8 — масло- бак; 9 — сливной кран маслобака; 10— крышка заправочной горловины; 11 — дефлектор; 12 — патрубок обогрева Рис. 79. Двигатель ВСУ (вид слева): 1 — маслорадиатор; 2—вход воздуха в вентилятор; 3 — такелажные точки; 4 — кожух газосборника и камеры сгорания; Л — труба перепуска воз- духа; 6 —выхлопное сопло; 7 —патрубок отбора воздуха; 8 — регулятор отбора воздуха; 9 — электромеханизм управления заслонкой регулятора отбора воздуха; 10 — фланец отбора воздуха; 11 — маслонасос; /2 — маслофильтр на выходе из маслонасоса; 13— топливный фильтр; 14 — шту- цер подсоединения топливной системы; 15 — сигнализатор давления масла; 16 — агрегат зажигания; 17 — труба отвода воздуха от маслорадиатора- 18 — угловой патрубок 79
Двигатель ВСУ (рис. 78, 79) — одновальный га- зотурбинный с отбором воздуха за компрессором, имеет одноступенчатый центробежный компрессор, одноступенчатую центростремительную турбину, испарительную кольцевую противоточную камеру сгорания, редуктор с генератором постоянного тока ГС-12ТО, топливный насос-регулятор, маслонасос, регулятор воздуха и другие навесные агрегаты. Двигатель работает на топливе и масле, рекомен- дуемых для двигателя Д-30 II серии. Запуск двигателя осуществляется с помощью стартер-генератора ГС-12ТО, работающего в период запуска в стартерном режиме. Переключение ГС-12ТО со стартерного режима на генераторный происходит автоматически. при этом отбор воздуха будет производиться авто- матически. Размещение агрегатов запуска ВСУ приведено на рис. 80. Система обогрева ВСУ Система обогрева ВСУ включается в работу ав- томатически и предназначена для обогрева ВСУ в целях обеспечения надежного запуска ее двигате- ля в полете и сразу после полета. Для обогрева ВСУ используется горячий воздух, отбираемый от общей магистрали системы кондици- онирования перед воздухо-воздушным радиатором. , Рис. 80. Размещение агрегатов запуска ВСУ: / — щиток контроля и запуска ВСУ; 2 — панель запуска ВСУ в полете; 3 — автоматическая панель запуска; 4 — панель ПСГ-6; 5 — стартер-ге- иератор; 6 — агрегат зажигания двигателя; 7 — аккумуляторная батарея 12САМ-55; 3 —левая панель АЗС; 9 — верхний электрощиток летчиков; 10 — щиток мотоприборов и ВСУ; 11— щиток управления электроэнергией; 12 — реле ТКЕ-21ПДТ и ТКЕ-22ПД1У Автоматический запуск и холодная прокрутка двигателя обеспечиваются панелью автоматическо- го запуска АПД-ЗОБ. Питание электросистемы в период запуска двига- теля осуществляется от бортовой аккумуляторной батареи 12САМ-55 или от аэродромного источника с напряжением 27 В ±10%. Включение отбора воздуха или включение элек- троэнергии от ВСУ производить после выхода дви- гателя на режим холостого хода. Для включения отбора воздуха необходимо переключатель ОТБОР ВОЗДУХА ОТ ВСУ на электрощитке контроля и запуска ВСУ установить в положение АВТОМАТ, Система обогрева имеет термореле, которое «сле- дит» за температурой в отсеке ВСУ и выдает сиг- нал на открытие или закрытие регулятора. Для нормальной работы термореле установлено в эжек- тор, который засасывает воздух из нижней части от- сека ВСУ. Поддержание заданной температуры осуществля- ется электромеханизмом МПК-1, управляющим за- слонкой, через которую подается воздух. Электро- механизм управляется автоматически с помощью термореле после взлета. При возникновении пожара в отсеке ВСУ подача теплого воздуха прекращается, так как срабатыва- ет реле и отключается электромеханизм МПК-1. 80
Рис. 81. Противопожарное оборудование: / — табло опасных режимов; 2 — верхний электрощиток летчиков (панель управления противопожарными системами); 3 — переносный огнетуши- тель ОУ; 4 — исполнительный блок системы сигнализации; 5 — блок реле системы сигнализации; 6 — огнетушители 0С-8МФ; 7 —ударный меха- низм аварийного включения системы пожаротушения; 8— распылительные коллекторы; 9— штуцер подачи огнегасящего состава внутрь двига- теля; 10 — трубопровод подачи сжатого воздуха в цилиндр управления заслонкой обдува генераторов; // — датчики; 12—14 — блоки электро- магнитных кранов; 15 — огнетушители ОС-2ЙЛ; 16 — обратный клапан; 17 и 13 — трубопроводы стравливания фреона 114В2 в атмосферу при саморазрядке огнетушителя; 19 — микровыключатель; 20— рычаг; 21 — предохранительный шплинт; 22— подкос-цилиидр; 23 — обтекатель; 24 — розетка Сигналом ПОЖАР ВСУ закрывается заслонка, прекращая подачу теплого воздуха в отсек ВСУ. ПРОТИВОПОЖАРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ На самолете имеются две системы пожаротуше- ния: — система пожаротушения в гондолах двигате- лей и отсеке ВСУ; — система пожаротушения внутри двигателей. Кроме того, на борту самолета установлены четы- ре ручных переносных огнетушителя. В качестве ог- негасящего состава в системах применяется фре- он-1 14В2, который находится в огнетушителях в жидком состоянии, в переносных огнетушителях применяется углекислота. Обнаружение пожара и автоматическое включе- ние огнетушителей первой очереди в зоне гондол двигателей и отсеке ВСУ производится с помощью электрической теплочувствительной системы сигна- лизации пожара ССП-2А. Огнетушители второй и третьей очередей включаются вручную. Обнаруже- ние пожара внутри двигателей производится с помо- щью системы сигнализации 2С7К- Огнетушители первой и второй очередей включаются вручную. Си- стемы пожаротушения имеют общую схему электри- ческого управления сигнализации и контроля. Раз- мещение противопожарного оборудования показа- но на рис. 81. Система пожаротушения в гондолах двигателей и отсеке ВСУ Система пожаротушения обеспечивает подачу ог- негасящего состава в гондолы двигателей Д-30 II серии и отсек двигателя ВСУ. Система включает шесть огнетушителей ОС-8МФ, разряжающихся в три очереди (по два огнетуши- теля в каждой очереди), блоки электромагнитных кранов, распылительные коллекторы, два обратных клапана, трубопроводы, пять ударных механизмов аварийного включения системы, систему сигнализа- ции о пожаре ССП-2А, переключающие и сигналь- ные устройства, соединенные электропроводами. Огнетушители ОС-8МФ размещены в техническом отсеке фюзеляжа (рис. 82). Система пожаротушения внутри двигателей Система предназначена для подачи огнегасящего состава в полость кожуха вала двигателя и полость между кожухом вала и внутренним кожухом каме- ры сгорания. Система состоит из двух огнетушите- лей ОС-2ИЛ, разряжающихся в две очереди, блока электромагнитных кранов, трубопроводов, обратно- го клапана и системы сигнализации о пожаре. Ог- нетушители ОС-2ИЛ размещены возле нижнего лю- ка заднего технического отсека (рис. 83), а блок электромагнитных кранов — на шпангоуте № 44 в заднем техническом отсеке. 6 Зак. 3643дсп 81
Рис. 82. Установка огнетушителей ОС-8МФ: / — манометр; 2 — головка-затвор; 3 — трубопровод стравливания фреона 114В2 при саморазрядке огнетушителя; 4 — трубопровод пода- чи фреона 114Вг к электромагнитным кранам; 5 —обратный клапан; 6 — хомут крепления; 7 — штуцер саморазрядки огнетушителей; 8 — кронштейн >с седлами Тушение пожара в кабинах Для тушения пожара в пассажирских салонах и в кабине экипажа применяются переносные огнету- шители типа ОУ. Один из огнетушителей закреплен на кронштейнах в гардеробе экипажа, второй —в отсеке буфета, третий и четвертый соответственно в первом и втором салонах. I Рис. 83. Установка огнетушителей ОС-2ИЛ: / — манометр; 2 — головка-затвор; 3 — трубопровод стравливания фреона 114B2 при саморазряде огнетушителя; 4 — трубопровод пода- чи фреона 114B2 к электромагнитному крану; 5 — обратный клапан; 6 —хомут крапления; 7 — кронштейн с седлом; 8—штуцер самораз- ряда огнетушителей Проверка противопожарной системы перед полетом Перед полетом командир экипажа должен произ- вести проверку в следующем объеме: — • включить АЗС противопожарной системы и АЗС управления огнетушителями; — включить главный выключатель противопо- жарной системы, при этом должны загореться пять белых ламп, свидетельствующих об исправности электроцепи пиропатронов в огнетушителях; — нажать кнопку проверки ламп сигнализации о пожаре, при этом должны загореться лампы-кнопки сигнализации о пожаре в мотогондолах, внутри дви- гателя и ВСУ (загорание ламп свидетельствует об их исправности); — отпустить кнопку проверки ламп сигнализа- ции о пожаре — лампы должны погаснуть. 82
Глава III АВИАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ Для обеспечения электроэнергией потребителей тока самолет оборудован тремя системами: — постоянного тока 28,5 В; — переменного однофазного тока 115 В частотой 400 Гц; — переменного трехфазного тока 36 В частотой 400 Гц. Размещение электрооборудования на самолете показано на рис. 84. Управление системами электроснабжения осу- ществляется с электрощитка, размещенного на пульте штурмана, и электрощитка, установленного на учебном месте № 2 (рис. 85). Система постоянного тока Источниками электроэнергии постоянного тока яв- ляются четыре генератора ГС-18ТО мощностью 18 кВт каждый, один генератор ГС-12ТО мощно- стью 12 кВт и аккумуляторная батарея 12САМ-55, которая является «буфером» генераторов и резерв- ным источником питания при отключенных генера- торах. Кроме того, аккумуляторная батарея 12САМ-55 используется для запуска двигателя ВСУ на земле и в воздухе при отказе основных двигате- лей, а также может обеспечивать кратковременное питание основной сети самолета на стоянке при от- сутствии аэродромного источника электроэнергии. На каждом двигателе установлено по два гене- ратора ГС-18ТО. Генераторам, установленным на левом двигателе, присвоены номера 1 и 2, на пра- вом — 3 и 4. Охлаждение генераторов принудительное, осу- ществляется продувом их потоком встречного воз- духа, который подается через заборник, установлен- ный на двигателе. Каждый генератор ГС-18ТО работает в комплек- те со следующей аппаратурой: — регулятором напряжения PH-180 II серии; — дифференциально-минимальным реле ДМР-600Т; — выносным реостатом ВС-25Б; — автоматом защиты сети от перенапряжения АЗП-8 IV серии; — балластным сопротивлением ВС-18000. С помощью этой аппаратуры осуществляется включение генераторов в сеть и отключение от се- ти, регулирование напряжения всех параллельно ра- ботающих генераторов и защита сети от перенапря- жения. Система электроснабжения постоянного тока вы- полнена из двух сетей: основной и аварийной. Обе сети автономны и могут работать как одновремен- но, так и раздельно. Объединение сетей осуществ- ляется контактором объединения, обмотка которого питается от основной сети. В нормальном режиме работы сети объединены, в аварийных условиях (отказ всех основных генераторов, обесточивание основной сети) — разъединены. В конструкции основной сети электроснабжения предусмотрена отключаемая шина учебного обору- дования. Отключаемая шина в нормальном режиме работы объединена с основной сетью контакторами, обмотки которых получают питание от генераторов через блокировочное реле. При отказе одного из двигателей (двух генераторов) обмотки контакто- ров обесточиваются и отключают шину от основной сети. Кроме того, предусмотрено принудительное от- ключение данной шины от основной сети с электро- щитка учебного оборудования штурмана. Основная сеть постоянного тока имеет четыре ви- да питания: — от генераторов ГС-18ТО двигателей; — • от генератора ГС-12ТО ВСУ; — от бортового аккумулятора 12САМ-55; — от аэродромного источника электроэнергии на земле. Аварийная сеть, как и основная, имеет также че- тыре вида питания. К аварийной сети подключены следующие потре- бители, необходимые для завершения полета в слу- чае отказа основной сети: — УКВ радиостанция; — громкоговорящее устройство СГУ-15; — самолетное переговорное устройство СПУ-7; — система управления интерцепторами и свето- вая сигнализация их положения; — самописцы КЗ-63 и МСРП-И2; — преобразователь ПТ-200Ц; — авиагоризонт АГД-1; — автоматический радиокомпас АРК-15 № 1; — сигнализация о достижении самолетом пре- дельной скорости полета; — клапаны сброса давления из герметической ка- бины и электромеханизм управления обогревом остекления фонаря кабины летчиков; — система управления кранами наддува герме- тической кабины; — световая и звуковая сигнализация о перенад- дуве и падении давления в герметической кабине; — указатели положения посадочного щитка и стабилизатора; — автомат тормозов; 6* 83
29 Рис. 84. Схема размещения основного электрооборудования на самолете: / — РК переменного тока 36 В; 2 — РК переменного тока 115 В; 3 — правая панель АЗС; 4— левая панель АЗС; 5 — преобразователь тока ПО-500А; 6 — преобразователь тока ПТ-200Ц; 7 — РК силовая 115 В, дополнительная шпангоута № 15; 8— РК переменного тока 36 В н 115 В (дополнительная) на учебном месте № 2; 9 — электрощнток учебного места № 2; /d-генератор ГС-18ТО нлн ГС-18МО; // — преобразователь тока ПО-4500 (резервный); /2 —РК хвостовой части фюзеляжа; 13 — РК хвостового оперения; 14 — стартер-генератор ГС-12ТО ВСУ; 15 — преобразователь тока ПО-4500 (рабочий); 16 — акку муляторная батарея; /7 — центральная распределительная панель; 18 — штепсельный разъ- ем внешнего питания переменным током; 19— штепсельный разъем внешнего питания постоянным током; 20 — РК силовые дополнительные (правая и левая); 21— РК силовые (правая и левая); 22 — преобразователь тока ПТ-1500Ц (рабочий); 23 — преобразователь тока ПТ-1500Ц (резервный); 24 — преобразователь ПО-ЗООО (рабочий — на правом, резерв- ный—на левом борту); 25—РК (силовая) шпангоута № 15; 26 — панель АЗС командира экипажа; 27 —щиток управления электроэнергией: 28 — электрощнток штурмана; 29 — Статический преобразователь тока
А ПРЯЖЕНИЕ ФАЗ 2-3 ток 4 2 4x100 4x100 Ах 00 ШИНА ВСУ АРК 2 н о КПП-M IKOPPEK КС от ЦГВ-4 , ЛЕВЫЙ I ДВИГАТЕЛЬ 2 Е ВКЛ.АКК.НА СЕТЬ ПОСЛЕ ОСТАНОВКИ ДВИГАТЕЛЕЙ 5 Ч Е 10 К Л ю 2 з 0V о Рис. 85. Щиток управления электроэнергией и электрощиток штурмана: / — щиток управления электроэнергией; 2 — электрощиток штурман? ПО-4500 РЕЗЕРВН. ПЕРЕМЕННЫЙ ТОК НА ВСПОМ. ШИНУ ВЫКЛ. РАП НАПРЯЖЕНИЕ НА ВСПОМОГАТ. ШИНЕ РЕГУЛИР. zl- НАПРЯЖ. *. 10 5 О ПО-.450О 115В РЕЗЕРВН. ПО-4500 РАБОТАЕТ ВЫКЛ. 3х ФАЗНЫЙ ТОК 36В РЕЗЕРВН. ПТ-15ООЦ РАБОТАЕТ О РАБОЧ. А Б О Ч И й ПВЫКЛ. р Е 3 Е Р В Н. РЕ ГУЛ ИР. НАПРЯЖ. О . М РЕЗЕРВН. Й ВЫКЛГ Н. ПОСТОЯННЫ и ПРАВЫЙ з ДВИГАТЕЛЬ 4 Р Ы приборы ПИТАЮТСЯ ВКЛ. АККУМУЛ РАП и ВСУ НАС- СВОД ИЗД. I 1А6К I IO23M ГЕНЕРАТОРЫ ....№2 №3.,„4 ОБОГРЕВ АККУМУЛ. VOR N1 ОТКЛЮЧ. 85
— система управления шасси, световая и звуко- вая сигнализация об их положении; — система управления гидроусилителем, полет- ным загружателем и электромеханизмом триммер- ного эффекта взлетно-посадочного загружателя ру- ля направления; — система управления кольцеванием гидроуси- лителя руля направления; — система управления триммерами элеронов, ру- ля высоты и руля направления; — система управления запуском в воздухе авиа- двигателей и двигателя ВСУ; — зажигание авиадвигателей; — топливные насосы № 4 и 7; — топливные насосы № 2 и 6 на время запуска двигателей в воздухе; — топливомер (измерительная часть); — система ручного управления топливными на- сосами № 4, 5, 6 и 7; — система сигнализации о работе топливных на- сосов; — система управления пожарными кранами и краном кольцевания топливной системы; — ; противопожарные системы; — приборы Э.МИ-ЗРТИ контроля работы дви- гателей; — преобразователь тока ПО-500А; — статический преобразователь напряжения СПО-4; • — система обогрева приемника полного давления приборов командира экипажа и самописцев; — дежурное освещение салона; — освещение кабин экипажа; — звуковая сигнализация (сирена С-1); — система аварийного сброса груза. При отсутствии аэродромного источника электро- энергии (на земле) и при выходе из строя основных генераторов ГС-18ТО (в воздухе) питание сетей осуществляется от генератора ГС-1210 ВСУ. Генератор ГС-1210 обеспечивает: — в стартерном режиме —запуск газотурбинно- го двигателя ВСУ при питании бортовой сети от бортового аккумулятора или от. аэродромного исто- чника электроэнергии; — в генераторном режиме—питание бортовой сети. В комплекте с генератором ГС-1210 работает следующая пускорегулирующая аппаратура: — дифференциально-минимальное реле ДМР- 4001; — регулятор напряжения РН-180М; — выносное сопротивление ВС-25Б; — автомат АЗ П-8 V сер ии Переключение генератора ГС-12ТО со стартерно- го режима на генераторный обеспечивается автома- тической панелью АПД-ЗОБ запуска ВСУ и панелью стартер-генератора ПСГ-6. Основные характеристики генерато- ра ГС-18ТО: ? - ........ л. 1) номинальная мощность—18 кВт (при напря- жении 30 В); 2) напряжение — 26,2—ЗОВ; 3) номинальный ток нагрузки — 600 А; 4) режим работы — длительный. В полете (с охлаждением) генератор допускает кратковременно следующие нагрузки: — 1200 А (100% перегрузки) в течение 10 с при оборотах двигателя не менее 8610 в минуту (72,5— 74%); 86 —900 А (50% перегрузки) в течение 1 мин на всех режимах работы двигателя — от режима малого газа до взлетного; — 750 А (25% перегрузки) в течение 30 мин при оборотах двигателя 8610 в минуту (72,5—-74%) и следующих условиях: на высотах от 10 000 до 3000 м при температуре воздуха продува от —35 до —5° С; на высотах от 3000 до 0 м при температуре воз- духа продува от —5 до +5° С. На земле (без охлаждения) генератор может от- давать ток 300 А (50% нагрузки) в течение 20 мин на всех режимах работы двигателя. Основные характеристики генера- тора ГС-12ТО: — стартерный режим: напряжение питания — от 20 до 30 В; средний потребляемый ток — не более 600 А; пиковое значение тока — не более 1500 А; — генераторый режим: номинальная мощность—12 кВт (при 30 В); напряжение — 26,5—30 В; номинальный ток нагрузки — 400 А; режим работы продолжительный. Аэродромный источник электроэнергии подключа- ется к бортовой электросистеме через штепсельный разъем ШРАП-1500. Система переменного однофазного тока 115 В,400 Гц Система переменного тока 115 В, 400 Гц преобра- зует постоянный ток 28,5 В в переменный 115 В, 400 Гц и конструктивно выполнена из двух авто- номных систем: — основной для питания потребителей пилотаж- но-навигационного оборудования; —дополнительной для питания потребителей спецоборудования. Органы управления и контроля основной системы размещены на щитке управления электроэнергией штурмана, дополнительной—на электрощитке уче- бного места № 2. Системы автономны и могут работать одновре- менно. Каждая система состоит: — из источников питания; — из распределительных сетей; — из приборов контроля и органов управления. Основная система переменного однофазного тока 115 В, 400 Гц Конструктивно основная система (рис. 86) вы- полнена из трех сетей: основной, вспомогательной и аварийной. Все три сети автономны и могут ра- ботать одновременно. В нормальных-условиях работы нормальная сеть с помощью реле объединена с аварийной. При выхо- де из строя основной сети автоматически запуска- ется преобразователь ПО-500А и аварийная сеть переключается на питание от ПО-500А. Кроме того, аварийная сеть может быть переведена на автоном- ный режим ручным включением преобразователя ПО-500А. Источниками питания основной и вспомогательной сетей основной системы являются два преобразова- теля ПО-4500 (рабочий и резервный).
00 ЦРП Панель АЗС правая Шина V-T Шина н*2 50А Основная КПР-1 РК ~ П5В е Р-27ВТ Ига :::(!• Ь В 2 4 Шина двойного питания ~115В Шина литания от РК 15шп. / ^-узято^п -1 J 12 Резервный 1 2 13 18 -1158 14 -Т4ь [ 5 Э 5 1.7 8 6 2 Розетка Кабели аэродромного питания 1 2 3 4 5 шр-г ШР-1 ПО-4500 Резервный Вспомогательная ЮА ПО -500А ШР-2\4 3 1 2 5^ Реле I--75 [©ЖЯ1 P-27&I Г А Ж Л б Рис. 86. Принципиальная схема основной системы электроснабжения переменным током 115 В, 400 Гц: 1 — преобразователь ПО-500А;2— регулятор напряжения рабочего преобразователя; 3— выключатель запуска ПО-500А; 4—контак- тор включения рабочего преобразователя иа основную шину 115: В; 5 — реле питания аварийной сети; 6 — коробка переключающих реле; 7 — переключатель преобразователей; 8 — реле блокировки внешнего питания .115 В; 9 — выключатель обогрева обзорного стекла штурмана; 10—переключатель внешнего питания 115 В; 11— кнопка проверки напряжения на вспомогательной шине; 12 реле включения вольтметра. для проверки напряжения резервного преобразователя; 13— вольтметр переменного тока; 14— внлка внешнего питания 115 В; 15 — контактор включения РАП на вспомогательную шину;. 16— контактор включения РАП на основную шцну; 17 — преобразователь ПО-4500 VII серин (резервный); 18— регулятор напряжения резервного преобразователя; 19 ~ контактор включения резервного преобразователя на основную шнну; 20 — контактор включения резервного преобразователя на вспомогательную шину; 21 — реостат регулирования напряжения резервного преобразователя: 22 —- преобразователь .ПО-4500 VII, серии (рабочий); 23— лампа сигнализации РЕЗЕРВНЫЙ ПО-4500 РАБОТАЕТ; 24—реле переключения резервного преоб- разователя со вспомогательной шины на основную; 25 — реостат регулирования напряжения рабочего преобразователя; 26 — реле блокировки ЩРА-200; 27 — выключатель включения резервного преобразователя ПО-4500 на вспомогательную шину
Основная сеть основной системы может питать- ся как от рабочего, так и от резервного преобразо- вателя, вспомогательная — только от резервного преобразователя, если он не работает на основную сеть, аварийная —от основной сети или от преобра- зователя ПО-500А. Потребителями электроэнергии яв- ляются: а) основной сети: — автоматы расхода топлива; — расходомеры топлива; — автоматика кондиционирования воздуха в ка- бинах; — система ближней навигации; — доплеровская система и автономная навигаци- онная система; • — радиовысотомер; • — связная радиостанция; — автомат углов атаки, скольжениям перегрузок; — измеритель вибрации двигателей; — система обогрева обзорного стекла кабины командира экипажа; — сигнализатор обледенения; - АРК-11 № 2; б) вспомогательной сети: — импульсный маяк; — система обогрева обзорного стекла кабины вто- рого летчика; — система обогрева обзорного стекла штурмана; — связная радиостанция; — освещение салона; в) аварийной сети: — топливомеры двигателей (их измерительная часть и централизованная заправка); — усилители указателей температуры выхлоп- ных газов основных двигателей; — УКВ радиостанции. Основные характеристики преобра- зователя ПО-4500: — напряжение питания — 27 В ±10%; — выходное напряжение—115 В ±4%, 400 Гц; — потребляемый ток — не более 280 А; — нагрузка по переменному току — 39,1 А. Дополнительная система переменного однофазного тока 115 В, 400 Гц Конструктивно дополнительная система выполне- на из двух сетей: основной и вспомогательной. Обе сети автономны и могут работать одновременно. Источниками питания основной и вспомогатель- ной сетей дополнительной Системы являются два преобразователя ПО-ЗООО (рабочий и резервный). Основная сеть может питаться как от рабочего, так и от резервного преобразователя, вспомогатель- ная— только от резервного преобразователя, если он не работает на основную сеть. Потребителем основной сети является РЛС. Потребителями вспомогательной се- ти являются: — изд. 251 № 1 и 2; — звездно-солнечный ориентатор (ЗСО); — центральная гировертикаль ЦГВ-5; — централь скорости и высоты ЦСВ-ЗМБ; — радиовысотомер РВ-25А. 88 Основные характер г стики преобра- зователя ПО-ЗООО: — напряжение питания — 27 В ±10%; — выходное напряжение— 115 В±3%, 400 Гц; — потребляемый ток — не более 190 А; — нагрузка по переменному току — 26,1 А. Для подключения аэродромного питания 115 В, 400 Гц к бортовой сети самолета служит штепсель- ный разъем ШРА-200, который установлен рядом с разъемом ШРАП-500. Система переменного трехфазного тока 36 В, 400 Гц Система электроснабжения переменного тока 36 В, 400 Гц преобразует постоянный ток 28,5 В в переменный 36 В, 400 Гц и выполнена из трех се- тей: основной, вспомогательной и аварийной. Основ- ная и вспомогательная сети в управлении автоном- ны. В нормальном режиме работы аварийная сеть объединена с основной сетью с помощью реле. При выходе из строя основной сети (обесточивание шин) автоматически запускается преобразователь ПТ-200Ц и : аварийная сеть переключается на ав- тономный режим работы от ПТ-200Ц. Источниками электроэнергии основной и вспомо- гательной сетей являются два преобразователя ПТ-1500Ц (рабочий и резервный), а аварийной се- ти— основная сеть и преобразователь ПТ-200Ц. Основная сеть может питаться как от основного, так и от резервного преобразователя, вспомога- тельная— только от резервного преобразователя, если он не работает на основную сеть. Управление преобразователями осуществляется с электрощит- ков штурмана и учебного места № 2. Потребителями переменного тока 36 В, 400 Гц являются: — основной сети — автопилот АП-6ЕМ-ЗП, сис- тема «Путь-4МПА», курсовая система КС-8 (основ- ная), выключатель коррекции ВК-53РШ № 1, демп- фер рыскания ДР-134М, система МСРП-12, система управления закрылками СЭУЗ-1 II серии; — вспомогательной сети — изделия 251 № 1 и 2, звездно-солнечный ориентатор БЦ-63А, навигаци- онно-вычислительное устройство НАС-1А6К, курсо- вая система КС-8 (дополнительная), гировертикаль ЦГВ-5, выключатель коррекции ВК-53РШ № 3; — аварийной сети — авиагоризонт АГД-1, радио- компас АРК-15, выключатель коррекции ВК-53РШ № 2. Основные характеристики преобра- зователя ПТ-1500Ц: — напряжение питания—27 В ±10%; — выходное напряжение — 36 В, 400 Гц; — потребляемый ток — не более 87 А; — нагрузка по переменному току — 23,4 А. Управление системами электроснабжения Включение аэродромного питания постоянного тока в сеть самолета Для включения аэродромного питания в сеть не- обходимо: — проверить напряжение на клеммах розетки ШРАП-500, для чего переключатель вольтметра ус-
тановить в положение РАП, при этом напряжение должно быть 28—29 В; — установить переключатель РАП — ВСУ в по- ложение РАП, при этом должна загореться лампа ПРИБОРЫ ПИТАЮТСЯ ОТ АККУМУЛЯТОРА (аккумуляторная шина находится под напряже- нием) ; — включить выключатель ВКЛ. АККУМ. РАП И ВСУ НА СЕТЬ, при этом основная и аварийная сети будут находиться под напряжением, лампа ПРИ- БОРЫ ПИТАЮТСЯ ОТ АККУМУЛЯТОРА погас- нет и загорятся лампы сигнализации отключения генераторов; — включить выключатель УЧЕБНОЕ ОБОРУ- ДОВАНИЕ на электрощитке учебного оборудова- ния штурмана, при этом отключаемая шина учебно- го оборудования подключится к основной -сети по- стоянного тока; — проверить напряжение бортсети, поставив пе- реключатель вольтметра в положение СЕТЬ, при этом напряжение должно быть 28—29 В; — включить необходимые нагрузки. Пр имечания: 1. Бортовая система электроснабжения не имеет защиты от перенапряжения внешнего источника питания, поэтому при его использовании необходимо вести контроль за напряжением сети по бортовому вольтметру. 2. Розетка ШРАП-500 рассчитана на длительное питание бортсети током не более 500 А. Включение аккумулятора в сеть Для включения аккумулятора в сеть необходимо: — установить переключатель вольтметра в поло- жение АКК., при этом напряжение аккумулятора должно быть не менее 25 В; — - включить выключатель аккумулятора, при этом должна гореть лампа ПРИБОРЫ ПИТАЮТ- СЯ ОТ АККУМУЛЯТОРА; — проверить напряжение аккумулятора под на- грузкой (20 А), для чего кратковременно включить ПТ-200Ц и АГД-1, при этом напряжение должно быть не менее 24 В; — включить выключатель ВКЛЮЧ. АККУМУЛ., РАП И ВСУ НА СЕТЬ, а переключатель вольтмет- ра установить в положение АКК- ШИНА и убедить- ся в исправности коммутации аварийной сети на ос- новную. При исправной коммутации должны погас- нуть лампы ПРИБОРЫ ПИТАЮТСЯ ОТ АККУМУ- ЛЯТОРА, а вольтметр будет показывать напряже- ние на аварийной шине. Управление ВСУ и включение генератора ВСУ в сеть Запуск ВСУ может производиться двумя спосо- бами: — со щитка запуска ВСУ; — с верхнего электрощитка летчиков кнопкой ЗАПУСК ВСУ. При запуске ВСУ со щитка запуска ВСУ после выхода ее на режим (загорается лампа ВЫХОД НА РЕЖИМ), необходимо: — проверить напряжение генератора ВСУ, кото- рое должно быть равным 28—29 В; — выключатель РАП—-ВСУ установить в поло- жение ВСУ, при этом генератор подключится к ава- рийной сети и загорится лампа ГЕНЕРАТОР ВСУ ВКЛЮЧЕН; — включить выключатель ВКЛЮЧ. АККУМУЛ., РАП И ВСУ НА СЕТЬ, при этом аварийная сеть подключится к основной. Примечание. При использовании ВСУ для запуска ос- новных двигателей необходимо следить, чтобы нагрузка гене- ратора ВСУ не превышала 350 А при напряжении 2-8,5 В. При запуске ВСУ с верхнего электрощитка лет- чиков после нажатия кнопки ЗАПУСК ВСУ двига- тель ВСУ автоматически запускается, а ее генера- тор подключается к аварийной сети, при этом горят лампы ВЫХОД НА РЕЖИМ на верхнем электро- щитке летчиков и ГЕНЕРАТОР ВСУ ВКЛЮЧЕН на щитке управления электроэнергией. Для подключения генератора ВСУ к основной се- ти необходимо нажать кнопку ВКЛЮЧ. АКК. НА СЕТЬ ПОСЛЕ ОСТАНОВКИ ДВИГАТЕЛЕЙ и включить выключатель ВКЛЮЧ. АККУМ., РАП И ВСУ НА СЕТЬ. Включение генераторов ГС-18ТО в сеть После запуска двигателей проверить по бортово- му вольтметру напряжение генераторов, которое должно быть равным 28—29 В. В случае отклоне- ния напряжения от указанной нормы произвести ре- гулировку выносными реостатами ВС-25Б. Для включения генераторов в сеть необходимо: — включить выключатели генераторов на элект- рощитке управления электроэнергией, при этом ге- нераторы подключатся к основной сети и погаснут их сигнальные лампы. Примечание. Генераторы не подключатся к бортсети до выключения переключателя РАП—ВСУ; — включить АЗС и выключатель УЧЕБНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ; — включить выключатель ВКЛЮЧ. АККУМ., РАП И ВСУ НА СЕТЬ, при этом аварийная сеть подключится к основной и при включенных аккуму- ляторах последние встанут на подзарядку и будут работать в буфере с генераторами, а вся система электроснабжения будет работать в основном ре- жиме. ! Примечание. При работе основных генераторов на сеть исключается возможность включения в нее генератора ВСУ. В случае отключения от бортсети всех основных генераторов основная сеть отключится от аварий- ной, будут гореть лампы сигнализации генераторов и лампы ПРИБОРЫ ПИТАЮТСЯ ОТ АККУМУ- ЛЯТОРА. Примечание. Для подключения аккумулятора к основ- ной сети после отключения всех генераторов до снижения на высоту 3000 м и запуска ВСУ необходимо нажать кнопку ВКЛЮЧЕНИЕ АККУМУЛЯТОРА НА СЕТЬ ПОСЛЕ ОСТА- НОВКИ ДВИГАТЕЛЕЙ. Управление основной сетью основной системы переменного тока 115 В, 400 Гц Управление основной сетью осуществляется с электрощитка штурмана. Для включения основной сети под напряжение необходимо включить АЗС ПО-4500 РАБОЧИЙ и ПО-4500 РЕЗЕРВНЫЙ на пульте АЗС штурмана и установить переключатель управления преобразователями ПО-4500 РАБО- ЧИЙ— РЕЗЕРВНЫЙ в положение РАБОЧИЙ, при этом рабочий преобразователь запускается и автоматически подключается к основной сети. 89
При выходе из строя рабочего преобразователя автоматически запускается и подключается к основ- ной сети резервный преобразователь. Кроме того, предусмотрено принудительное под- ключение резервного преобразователя в основную сеть установкой переключателя управления преоб- разователями в положение РЕЗЕРВНЫЙ, при этом будет гореть его сигнальная лампа. Напряжение основной сети должно быть равно 115 В ±4%. Оно контролируется по бортовому вольтметру ВФ-0,4-150, который постоянно под- ключен к основной сети. Установка выходного на- пряжения преобразователей осуществляется вынос- ными реостатами на электрощитке штурмана. Управление вспомогательной сетью основной системы переменного тока 115 В, 400 Гц Управление вспомогательной сетью осуществля- ется с помощью выключателя 00-4500 РЕЗЕРВН. НА ВСПОМ. ШИНУ. Кроме того, при включении потребителей: освещение салона, системы обогрева стекол правого летчика и штурмана и импульсного маяка — происходит автоматическое включение ре- зервного преобразователя и подключение его к вспомогательной сети (если он не работает на ос- новную сеть). Для проверки напряжения на шине вспомогатель- ной сети необходимо нажать кнопку НАПРЯЖЕ- НИЕ НА ВСПОМОГАТ. ШИНЕ, при этом вольт- метр отключится от основной сети и подключится к вспомогательной. При работе резервного преобразователя на лю- бую сеть горит лампа РЕЗЕРВН. ПО-4500 РАБО- ТАЕТ. Управление аварийной сетью основной системы переменного тока 115 В, 400 Гц В нормальном режиме работы системы перемен- ного тока 115 В, 400 Гц аварийная сеть питается от основной сети. При выходе из строя основной сети автоматически запускается преобразователь ПО-500А и подключается к аварийной сети. Кроме того, предусмотрено принудительное включение преобразователя ПО-500А в аварийную сеть вы- ключателем на электрощитке командира экипажа. Проверка работы преобразователя производится включением одного из потребителей аварийной се- ти (приборы ИТ-2Т, топливомер) и по изменению показаний бортового амперметра (при включении ПО-500А). Контроль напряжения и его регулировка в ава- рийной сети не предусмотрены. Подключение аэродромного источника питания переменного тока 115 В, 400 Гц к основной и вспо- могательной сетям основной системы осуществляет- ся выключателем РАП на щитке управления элек- троэнергией. Напряжение контролируется по борто- вому вольтметру ВФ-0,4-150. Управление основной сетью дополнительной системы переменного тока 115 В, 400 Гц Для включения основной сети необходимо уста- новить переключатель управления преобразовате- лями ПО-ЗООО в положение РАБОЧИЙ, при этом рабочий преобразователь автоматически запускает- ся и подключается к основной сети. При установке переключателя в положение РЕЗЕРВНЫЙ на ос- новную сеть работает резервный преобразователь ПО-ЗООО. Контроль напряжения основной сети, которое должно быть равно 115 В ±4%, производится по вольтметру ВФ-0,4-150, постоянно подключенному к основной сети. При необходимости подрегулиров- ка напряжения осуществляется выносными реоста- тами РЕГУЛИР. НАПРЯЖ. ОСНОВН. и РЕГУ- ЛИР. НАПРЯЖ. РЕЗЕРВ, на электрощитке учеб- ного места № 2. Включение резервного преобразователя в основ- ную сеть производится только при отказе рабочего преобразователя. Управление вспомогательной сетью дополнительной системы 115 В, 400 Гц Запуск и подключение резервного преобразовате- ля к вспомогательной сети производится выключа- телем РЕЗЕРВН. ПО-ЗООО НА ВСПОМОГАТ. ШИНУ. Для проверки напряжения на шине вспомогатель- ной сети необходимо нажать кнопку НАПРЯЖЕ- НИЕ НА ВСПОМОГАТ. ШИНЕ, при этом вольт- метр ВФ-0,4-150 отключится от основной сети и под- ключится к вспомогательной. Подключение аэродромного источника перемен- ного тока 115 В, 400 Гц к основной и вспомогатель- ной сетям дополнительной системы производится выключателем РАП на электрощитке учебного мес- та № 2, контроль напряжения — по бортовому вольтметру ВФ-0,4-150. Управление основной сетью основной системы переменного тока 36 В, 400 Гц Для включения основной сети необходимо вклю- чить АЗС на правой панели АЗС ПРЕОБРАЗОВА- ТЕЛЬ ~36 В и установить переключатель управле- ния преобразователями ПТ-1500Ц на электропХйтке штурмана в положение РАБОЧИЙ, при этом рабо- чий преобразователь ПТ-1500Ц запускается и авто- матически подключается к основной сети. При отказе рабочего преобразователя автомати- чески запустится и подключится к основной сети резервный преобразователь ПТ-1500Ц. Кроме того, предусмотрено ручное включение ре- зервного преобразователя в основную сеть. При этом переключатель управления преобразователями ставится в положение РЕЗЕРВНЫЙ. При работе резервного преобразователя на основ- ную шину горит лампа РЕЗЕРВНЫЙ ПТ-1500Ц РАБОТАЕТ. Напряжение основной сети контролируется по вольтметру ВФ-0,4-45 на электрощитке штурмана. Ручное подрегулирование напряжения не преду- смотрено. Управление вспомогательной сетью основной системы переменного тока 36 В, 400 Гц Управление вспомогательной сетью осуществля- ется с электрощитка учебного места № 2 выключа- телем РЕЗЕРВНЫЙ ПТ-1500Ц НА ВСПОМОГАТ. ШИНУ, причем его включение возможно только в случае, когда резервный преобразователь не рабо- 90
тает на основную сеть. Работа резервного преобра- зователя на вспомогательную шину сигнализирует- ся лампой РЕЗЕРВНЫЙ ПТ-1500Ц НА ВСПОМО- ГАТ. ШИНУ РАБОТАЕТ. Управление аварийной сетью переменного тока 36 В, 400 Гц В нормальном режиме работы системы перемен- ного тока 36 В, 400 Гц аварийная сеть питается от основной сети. При выходе из строя основной сети автоматически запускается преобразователь ПТ-200Ц и подключается к аварийной сети. Проверка работы ПТ-200Ц производится вклю- чением авиагоризонта АГД-1, который питается от преобразователя. Контроль и регулировка напря- жения ПТ-200Ц не предусмотрены. ВНЕШНЕЕ ОСВЕЩЕНИЕ 1. Аэронавигационные огни (АНО) предназначе- ны для обозначения самолета ночью и днем в усло- виях плохой видимости. На концевых обтекателях каждого крыла установлено по одному аэронавига- ционному огню типа БАНО-57. На обтекателе ста- билизатора установлен хвостовой огонь ХС-57. Аэронавигационные огни включаются общим выключателем АНО на верхнем электрощитке лет- чиков. 2. Самолетный импульсный светосигнальный маяк СМИ-2КМ предназначен для обозначения са- молета с целью исключения столкновения самоле- тов в воздухе и на земле при рулении по неосвещен- ному аэродрому. На самолете установлен один ком- плект маяка, который состоит из двух импульсных ламп (верхней и нижней) с красным светофильтром и одного общего блока питания (конденсаторного блока). Включение маяка производится выключате- лем СВЕТОСИГНАЛЬНЫЙ МАЯК на верхнем электрощитке летчиков. 3. Рулежно-посадочные фары предназначены для освещения рулежных дорожек и взлетно-посадоч- ной полосы при рулении, взлете и посадке самолета в ночных условиях. На самолете установлены две пары фар ПРФ-4. Одна пара фар установлена в но- совой части фюзеляжа слева и справа, вторая пара фар встроена в гондолы шасси.со стороны фюзеля- жа. Выпуск и уборка фар, а также управление све- том фар осуществляется четырьмя переключателя- ми УПРАВЛЕНИЕ ФАРАМИ, установленными на верхнем электрощитке летчиков. Примечание. Непреоывное горение фары ПРФ-4 в ре- жиме СВЕТ ФАР БОЛЬШОЙ не должно превышать ,5 мин. 4. Фары подсвета передней кромки стабилизато- ра предназначены для визуального осмотра состоя- ния передней кромки стабилизатора при полете ночью в условиях обледенения. Для этого в форки- ле установлены две фары ФР-100. Управление ими осуществляется выключателем на щитке контроля в заднем багажном отделении на этажерке ЦРП. ВНУТРЕННЕЕ ОСВЕЩЕНИЕ Освещение кабины летчиков Освещение кабины летчиков осуществляется све- тильниками заливающего красно-белого света ти- па СБК.с лампами накаливания типа СМК28-2,8 (с красной колбой) и СМ28-2.8 (с белой колбой). Для освещения пультов, электрощитков и других агрегатов в кабине летчиков установлены: — два светильника для освещения пультов и аг- регатов, установленных на бортах; — два светильника для подсвета шкал ручного управления триммерами руля высоты; — два светильника для подсвета пультов трим- меров; — два светильника для освещения приборных до- сок летчиков, расположенные на козырьках прибор- ных досок; — два светильника для освещения нижних час- тей приборных досок, расположенные на штурвалах летчиков; — два светильника типа СВ-1 для подсвета при- боров ПП-1ПМ; — два светильника типа АГЛ и АГП для подсве- та АГД-1; — один светильник для освещения средней при- борной доски летчиков; — два светильника типа СВ-1 для подсвета ча- сов, расположенные в корпусе часов; — два светильника для подсвета нижней части средней приборной доски летчиков; — один светильник для освещения верхнего электрощитка летчиков, включение которого осуще- ствляется переключателем ДЕЖУРНОЕ ОСВЕЩЕ- НИЕ— НОЧНОЙ ПОЛЕТ на щитке запуска и кон- троля ВСУ; — три светильника для освещения верхнего при- борного щитка летчиков. Управление освещением левого борта, прибор- ной доски командира экипажа и средней приборной доски осуществляется командиром экипажа, а верх- него электрощитка, приборной доски второго летчи- ка и правого борта —вторым летчиком. Управление режимом освещения сосредоточено на панелях по- тенциометров, установленных по бортам кабины летчиков. На этажерке оборудования, на левом и правом бортах кабины установлено по одной лампе типа СБК- Включение ламп и регулирование их силы света производится с помощью реостатов, встроен- ных в арматуры. Для подсвета левой панели АЗС на трубе венти- ляции установлен один светильник, который вклю- чается выключателем на электрощитке запуска ВСУ. Для подсвета щитка и запуска ВСУ на этажерке оборудования на ломающемся кронштейне установ- лена лампа СБК- Для подсвета пульта управления автопилота на верхней радиопанели установлены две лампы СБК. Для освещения труднодоступных мест на этажер- ке оборудования установлена розетка 47К для под- ключения переносной лампы. Освещение кабины штурмана Освещение кабины, щитков и пультов штурмана осуществляется: — тремя светильниками красно-белого света, установленными на потолке кабины; • — двумя лампами типа СБК; — одним светильником для освещения стола штурмана. 91
Включение светильников и регулировка силы све- та производится потенциометрами. Для подсвета шкалы компаса КИ-13 под козырь- ком арматуры компаса установлена лампа СМ-28-37, которая включается и переключается на большую или меньшую яркость свечения переключателем на панели выключателей. Освещение салона Салон имеет четыре вида освещения: общее, ноч- ное, дежурное и индивидуальное освещение рабочих мест. Лампы общего, ночного и дежурного освещения размещены в общем световом коробе, который уста- новлен на середине потолка салона вдоль фюзе- ляжа. Каждая группа освещения салона включается от- дельным выключателем на электрощитке осве- щения. Для освещения учебного места № 2 установлены специальный плафон с реостатом РКЛ-45, три лам- пы АРУФОШ-45 с реостатами РУФО-45 и лампа СБК- Для освещения остальных учебных мест на каж- дом учебном месте установлено по одному плафону с реостатом РКЛ-45 и по две лампы АРУФОШ-45 с реостатами РУФО-45. Включение производится с электрощитка соответствующего учебного места. Освещение бытовых помещений Вестибюль освещается одним плафоном, переднее багажное отделение — двумя плафонами, туалет — одним настенным плафоном. Включаются плафоны на электрощитке освещения. Освещение технических отсеков и багажных отделений Освещение технических отсеков осуществляется: — I технического отсека — четырьмя малыми светильниками ПС-45, установленными на шпангоу- тах № 156, 20, 24 и 27. Переключатели этих плафо- нов подключены по проходной системе. Для осмотра и ремонта у шпангоута № 23 на левом борту уста- новлена розетка 47К для переносной лампы; — II технического отсека — двумя малыми све- тильниками ПС-45, установленными у шпангоутов № 36 и 42. Их выключатель установлен у люка II технического отсека. Розетка 47К установлена рядом с выключателем у шпангоута № 40. Для освещения гондол шасси (левой и правой) и люка передней ноги шасси установлено по одному плафону ПСМ-51, которые включаются общим вы- ключателем на панели выключателей штурмана. Кроме того, в гондолах шасси и в люке передней но- ги шасси установлено по одной розетке 47К. Для освещения заднего багажного отделения установлены два плафона у шпангоутов № 48 и 54. Плафоны включаются выключателем на щитке у шпангоута № 48. Для подсвета щитка у шпангоута № 48 установлена лампа СБК- ВНУТРИСАМОЛЕТНАЯ СИГНАЛИЗАЦИЯ Внутрисамолетная сигнализация осуществляется загоранием сигнальных ламп, табло, звучанием си- 92 рены или звонка или одновременным срабатывани- ем световой и звуковой сигнализации. Световой и звуковой сигнализацией сигнализиру- ется: — падение давления в герметической кабине (лампы, сирена); — перенаддув герметической кабины (лампа, сирена); — - невыпущенное положение шасси при установке рычагов управления двигателями на режим малого газа (лампа, сирена); — отказ системы БСУ-ЗП (лампа, сирена); — пролет маркерных маяков (лампы, звонок); — команда на аварийное покидание самолета (табло, звонок). Световой сигнализацией сигнализируется: — неубранное положение интерцепторов; — открытое положение дверей и люков и закры- тое положение защелок замков дверей и люков; — превышение скорости полета по числу М; — возникновение опасных режимов; — превышение скорости полета выше допустимой по скоростному напору; — снижение самолета на опасную высоту полета; — возникновение пожара в отсеке ВСУ; — открытое положение фотолюка; — возникновение пожара в гондолах двигателей; — возникновение пожара внутри двигателей; — остаток топлива 2400 кГ; — переключение аварийной сети постоянного то- ка на питание от аккумулятора; — ограничение скорости полета до 500 км/ч при наличии топлива в кессон-баках № 3. Сигнализация опасных режимов Возникновение опасных режимов сигнализируется с помощью светового табло Т-8У2, размещенного на средней приборной доске летчиков, и мигающей лампы ВНИМАНИЕ. Табло Т-8У2 состоит из восьми секций и кнопки проверки исправности ламп. Каждая секция табло закоыта фотопленкой с.наименованием сигнала и оргстеклом красного цвета. Наименование каждого сигнала подсвечивается'горением лампы. В табло опасных режимов поступают следующие сигналы: — СКОРОСТЬ ВЕЛИКА; — ОПАСНАЯ ВЫСОТА: — АККУМУЛ. ПИТАНИЕ; — ТОПЛИВА 2400 КГ; — ПОЖАР ДВИГАТ.: — ПОЖАР ГОНДОЛЫ; — V ДО 500: — ПОЖАР ВСУ. При загорании любой из ламп табло одновоемен- но включается мигающая лампа ВНИМАНИЕ. Все остальные виды сигнализации указаны в со- ответствующих описаниях систем, к. которым они относятся. ПРИБОРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ Приборные доски На приборных досках летчиков, на приборной до- ске штурмана и на отдельных щитках, установлен- ных в кабине экипажа, размещаются пилотажно-
навигационные приборы, приборы, контролирую- щие работу двигателей й отдельных систем. Приборные доски летчиков Общий вид кабины, летчиков показан на рис. 87. Комплект приборных досок летчиков включает: — приборную доску командира экипажа; — среднюю приборную доску летчиков; — Навигационный курсовой прибор НКП-4К из комплекта «Путь-4МПА»; — указатель высотомера УВИД-30-15К из ком- плекта УВИД; — указатель высоты ВД-20; — указатель температуры наружного воздуха ТНВ-1 из комплекта термометра ТНВ-15; — указатель автомата триммирования УАТ-3 из комплекта АТ-2; Рис. 87. Общий вид кабины летчиков: / — пульт управления командира экипажа; 2 — приборная доска командира экипажа; 3 — верхний приборный щиток летчиков; 4 — верхний электрощиток летчиков; 5 — верхняя радиопанель; 6 — средняя приборная доска летчиков; 7 — приборная доска второго летчика; £ —кабина штурмана; 9 — пульт управления второго летчика — приборную доску второго летчика; — верхний приборный щиток летчиков. Приборная доска командира экипажа На приборной доске командира экипажа (рис. 88) установлены: — указатель углов атаки и перегрузок УАП-ЗКР из комплекта АУАСП-15КР; — указатель скорости КУС-730/1100; — пилотажный прибор ПП-1ПМ из комплекта «Путь-’4М|ПА»; — вариометр ВАР-ЗОМ; — прямопоказывающий прибор дальности и ази- мута ППДА-П1 из комплекта РСБН-2С; — указатель высоты УВ-5 из комплекта радиовы- сотомера РВ-5; — вариометр аварийного снижения ВАР-75М; — маметр МС-1; — указатель авиагоризонта; — указатель курсовых углов ИКУ-1А из комплек- та «Курс-МП»; — табло Т-10У2 сигнализации неисправностей «Курс-МП» и БСУ-ЗП, а также отклонения руля направления ±5°; — табло Т-6У2 сигнализации захвата зоны курсо- вого и глиссадного радиомаяков, связи автопилота с аппаратурой НАС, сигнализации ПОДЛЕТ И ПРОЛЕТ ЗОНЫ, Р/ГЛИС. ВКЛЮЧ. системы РСБН-2С; — лампа сигнализации включения канала сож демпфера рыскания; — табло ППС-2МК сигнализации выпущенного и убранного положения шасси; — светильники АГЛ, АГП указателя авиагори- зонта; — светильники СВ-1 прибора ПП-ШМ; — кнопка 5К включения связи автопилота с ап- паратурой НАС-1А6К- 93
23 22 21 20 19 /8 Рис. 88. Приборная доска командира экипажа: / — вариометр ВАР-75М; 2 —лампа сигнализации аварийного покидания; 3 — лампа сигнализации управления АП; 4 — выключатель ава- рийного покидания; 5 — маметр М.С-1; 6 — указатель авиагоризонта; 7 — указатель скорости КУС-730/1100; 8 — навигационный курсовой прибор НКП-4К; 9 — пилотажный прибор ПП-1ПМ; 10 — лампа сигнализации включения канала (Ох демпфера рыскания; // — варио- метр ВАР-ЗОМ; /2 — сигнальное табло; 13 — указатель высоты УВ-5; 14— кнопка включения связи автопилота с аппаратурой НАС-1А6К; 15 — сигнальное табло; 16 — указатель углов атаки н перегрузок; /7 —высотомер ВД-20; 18 — индикатор И-2; 19 — табло пилотажно- посадочного сигнализатора; 20 — прямопоказывающий прибор дальности и азимута ППДА-П1; 21 — указатель ИКУ-1А; 22 —указатель температуры; 23 — указатель автомата триммирования Приборная доска второго летчика На приборной доске второго летчика (рис. 89) установлены: — электрический указатель поворота ЭУП-53; — указатель скорости КУС-730/1100; — пилотажный прибор ПП-1ПМ из комплекта «Путь-4МПА»; — два вариометра ВАР-ЗОМ; — указатель высоты и перепада давления УВПД-5-0,8; • — маметр МС-1; — навигационный курсовой прибор НКП-4К из комплекта «Путь-4МПА»; — высотомер ВД-20; — указатель курсовых углов ИКУ-1А из ком- плекта «Курс-МП»; — указатель термометра ТУЭ-48, показывающего температуру воздуха в системе кондиционирования; — указатель расхода воздуха УРВ-1500 в линии обогрева кабин; — указатель расхода воздуха УРВК в линии вен- тиляции кабин; — табло сигнализации неисправностей ВСУ-ЗП, «Курс-МП» и захвата зоны курсового и глиссадного радиомаяков; — сигнальное табло критических режимов и сиг- нальные лампы для управления противообледени- тельной системой; — указатель топливомеров УТД-52 из комплекта СЭТС-470А; — переключатель топливомеров ПГ-4 из комплек- та СЭТС-470А; — лампа сигнализации ПЕРЕНАДДУВ КАВИН; 94
7 Рис. 89. Приборная доска второго летчика: / — переключатель топливомера; 2 — указатель топливомера; 3 — указатель высоты и перапада давления; 4 — электриче- ский -указатель поворота; 5 — маметр МС-1; 6 — сигнальное табло Т-6У2; 7 —сигнальное табло Т-10У2; 8 — указатель скорости КУС-730/1100; 9 — выключатель переключения сигналов РСБН-2С на КПП или НКП; 10 — пилотажный при- бор ПП-1ПМ; // — навигационный курсовой прибор НКП-4К; 12 — вариометр ВАР-ЗОМ; 13 -- указатель курсовых углов ИКУ-1А; 14 — высотомер ВД-20; 15 — лампа сигнализации ПЕРЕНАДДУВ КАБИН; 16— кабинный вариометр ВАР-ЗОМ; /7 — указатель расхода воздуха в линии обогрева кабин; 18 — указатель расхода воздуха в линии вентиляции кабин; 19 — переключатель указателя термометра; 20 — указатель термометра, показывающего температуру воздуха в систе- ме кондиционирования; 21 — лампа сигнализации ИДЕТ ЗАПРАВКА — светильники СВ-1 прибора ПП-1ПМ; — выключатель ВГ-15К-2С переключения сигна- лов РСБН-2С на КПП или НКП; — переключатель П2Г-3, ЗП4Н указателя термо- метра ТУЭ-48; — красная лампа сигнализации ИДЕТ ЗА- ПРАВКА. Средняя приборная доска летчиков На средней приборной доске летчиков (рис. 90) установлены: — два указателя расходомера топлива (по одно- му на каждый двигатель) из комплектов РТСВ-10-8; — два измерителя температуры ИТ-2Т (по одно- му на каждый двигатель); — указатель тахометра второго каскада ИТЭ-2Т; — два указателя манометра топлива УИ1-4ТР из комплекта ДИМ-4Т (по одному на каждый двига- тель) ; — два указателя УИЗ-ЗТР из комплекта ЭМИ-ЗРТИ (по одному на каждый двигатель); — две белые сигнальные лампы сигнализации положения лопаток входного направляющего аппа- рата двигателя (по одной на каждый двигатель); — сигнальное табло Т-8У2 опасных режимов полета; — два блока управления из комплекта «Курс-МП»; — два селектора азимута из комплек- та «Курс-МП»; — селектор радиосистем из комплекта «Курс-МП»; — кнопка 5К сброса сигнала ВНИМАНИЕ со светового табло Т-8У2; — пульт управления УКВ радиостанцией; — две желтые сигнальные лампы ЗАМОК РЕ- ВЕРСА; — две зеленые сигнальные лампы РЕВЕРС ВКЛЮЧЕН; — две красные сигнальные лампы неисправности двигателя; — две красные лампы СЛМ-61 сигнализации вы- пуска интерцепторов (по одной на левый и правый интерцепторы). На козырьке средней приборной доски летчиков установлены: — часы АЧС-1; — синяя, желтая и белая сигнальные лампы МАРКЕР; — светильники СВ-1 приборов. 95
5 4 3 '•2 ВЫПУЩЕН ЛЕВ ПРАВ. Kico °C х юоокг К1000 кг 60 40 О 8 4 3 IOO 2 КУРС АСТОТА ЛЛГ /3 12 Н 14 ПОСАД КА К2 VOR-JLS - СП • 50 РСБН СП - 50 . СОВМ 100 70 80 ОБОРОТЫ АВТОМАТ.ТОРМОЗ. ВНА - Ю' ЗАМОК РЕВЕРСА О 8 ( НЕИСПРАВНОСТЬ ДВИГ. ) РЕВЕРС ВКЛЮЧЕН, I ПОЖАР] ( ПОЖАР] |двигАт) уойдолы! fHlACHAfll ( ПОЖАР ] высота] [ ВСУ J fcKOPOCnJ (АККУМУЛ) I ВЕЛИКА] [ПИТАНИЕ] [AoVsob] (ТОПЛИВА! [км/час] [2400 кг] НОЧЬ ВНА~ 10 ЗАМОК РЕВЕРСА РЕВЕРС ВКЛЮЧЕН (НЕИСПРАВНОСТЬ ДВИГ~) ILS СП-50 МАРКЕР ВНИМАНИЕ К СБРОС СИГНАЛА ТАБЛО ИНТЕРЦЕПТОР ЫПУЩЕН ПРАВ иаТ. ТОРМО Рис. 90. Средняя приборная доска летчиков: / — селекторы азимута из комплекта «Курс-МП-2»; 2 — лампы сигнализации НЕИСПРАВНОСТЬ ДВИГ.; 3 — указатели низкого давления топлива; 4 — трехстрелочные индикаторы давления топлива, температуры и давления масла двигателей; 5 — указатели расходомеров топлива двигателей; 6 — измерители температуры двигателей ИТ-2Т; 7 — указатель оборотов ротора 2-го каскада компрессора; 8 — лампы сигнали- зации МАРКЕР; 9 — часы АЧС; 10 — сигнальное табло; 11 — блоки управления системой «Курс-МП»; 12 — сигнальные лампы; 13 — селек- тор выбора радиосистем; 14 — лампы сигнализации АВТОМАТ ТОРМОЗОВ шасси; 15 — лампы сигнализации ИНТЕРЦЕПТОР ВЫПУЩЕН; 16 — кнопка ВНИМАНИЕ СБРОС СИГНАЛА ТАБЛО Верхний приборный щиток летчиков На верхнем приборном щитке летчиков (рис. 91) установлены: — указатель положения стабилизатора УПС-1; — красная сигнальная лампа синхронизации за- крылков; — переключатель синхронизации закрылков; — индикатор ИП-32-07 положения закрылков из комплекта УП-32-07; — механизм управления закрылками МКВ-43А; — указатель положения щитка УЗП-47; — переключатель управления шасси; — указатель манометра УИ1-240 из комплекта ДИМ-240 основной гидросистемы; — указатель манометра УИЫ50 из комплекта ДИМ-150 автономной гидросистемы; — указатель манометра УИ1-240 из комплекта ДИМ-240 тормозной гидросистемы; — указатель манометра УИ1-240 из комплекта ДИМ-240 аварийной тормозной гидросистемы; — два вентилятора ДВ-3; — четыре красные лампы сигнализации падения давления в гидросистемах; — переключатель режимов работы закрылков. 96
Рис. 91. Веохний поибооный шиток летчиков: / — указатель положения стабилизатора УТТС-1; г —сигнальная лампа синхронизации закрылков; 3 — механизм концевых выключателей; 4 — указатель положения щитка; 5 — сигнальная лампа работы гидроси стем; 6 — манометр основной гидросистемы; 7 — манометр автономной гидросистемы; 8— сигнальная лампа работы автономной гидросистемы; 9 — переключатель режимов работы закрылков; 10 — индикатор поло- жения закрылков; 11— переключатель управления шасси; 12 — сигнальная лампа тормозной гидросистемы; 13 — манометр тормозной гидро- системы; 14 — манометр аварийной линии тормозной гидросистемы; 15 —сигнальная лампа работы аварийной линии тормозной гидросистемы 2 /2 // Рис. 92. Приборная доска штурмана: / — задатчик угла карты ЗУК-1; 2—счетчик пути СП; 3 — задатчик ветра ЗВ-1; 4 — индикатор (блок 4); 5 — указатель ТНВ-1 термо- метра наружного воздуха ТНВ-15; 6 — указатель штурмана (УШ); 7 — индикатор бокового уклонения (блок 16); 8 —часы АЧС- .9 — указатель скорости КУС-730/1100; 10 указатель высоты ВД-20; 11 светильник стола штурмана; 12 — прямопоказывающий прибор дальности и азимута ППДА-Ш1; 13 — вариометр ВАР-ЗОМ; //—комбинированный пилотажный прибор КПП-МС Приборная доска штурмана На приборной доске штурмана (рис. 92) уста- новлены: — счетчик пути СЧ (блок 11) из комплекта НАС-1А6К; — задатчик ветра ЗВ-1 (блок 13) из комплекта НАС-1А6К; 7 Зак. 3б43дсп — задатчик угла карты ЗУК-1 (блок 14) из ком- плекта НАС-1А6К; — комбинированный пилотажный прибор КПП-МС; — прямопоказывающий прибор дальности и ази- мута ППДА-Ш1 из комплекта РСБН-2С; — индикатор W и УС из комплекта НАС-1А6К; — вариометр ВАР-ЗОМ; 97
— указатель температуры ТНЁ-j из комплекта ТНВ-15; г — указатель штурмана УШК из комплекта КС-8; — часы АЧС-1; — индикатор бокового уклонения (блок 16) из комплекта НАС-1А6К; — зеленая лампа СЛМ-61 сигнализации связи ав- топилота с НАС-1А6К; ' — Указатель скорости КУС-730/1100; — указатель высоты ВД-20; — два выключателя ВГ-15К переключения стре- лок УШК и телефонных выходов СПУ к АРК-15 или к полукомплектам «Курс-МП-2»; — красная лампа СЛМ-61 сигнализации пролета зоны при использовании системы РСБН-2С; — зеленая лампа СЛМ-61 сигнализации подлета к зоне при использовании системы РСБН-2С; — две красные лампы СЛМ-61 сигнализации не- исправности каналов дальности и азимута системы РСБН-2С; — - белая лампа СЛМ-61 сигнализации подключе- ния КПП-МС к системе РСБН-2С. На панели приборной доски штурмана установле- на осветительная арматура для освещения стола штурмана заливающим красным светом. Приборная доска штурмана установлена вдоль левого борта в районе шпангоута № 3. Для удобст- ва демонтажа и монтажа приборов приборная доска откидывается на себя и в этом положении удержи- вается ремнем. Конструкция, демонтаж и монтаж приборной до- ски штурмана и приборных досок летчиков анало- гичны. Щиток мотоприборов и ВСУ На щитке мотоприборов и ВСУ (рис. 93) установ- лены: — указатель оборотов первого каскада ИТЭ-2Т; — два указателя вибрации из комплекта ИВ-200 (по одному на каждый двигатель); — выключатель В-200К для включения-ИВ-200; — кнопка 5К контроля ИВ-200; — измеритель тахометрической аппаратуры ИТА-6М из комплекта ТСА-6М; — измеритель температуры выходящих газов ТСТ-2; — два указателя измерения температуры возду- хозаборника ТЦТ-1 (по одному на каждый двига- тель) из комплекта ТЦТ-13; — указатель температуры воздуха ТЦТ-1 проти- вообледенителя крыла и киля из комплекта ТЦТ-13; — указатель воздушного манометра УИ-1-8 из комплекта ДИМ.-8Т; — два табло Т-10У2 сигнализации неисправно- стей двигателей и обледенения крыла и киля. (основные двигатели {(ОБОРОТЫ ПЕРВОГО каскада) ( ИВ-200) топливный ФИЛЬТР ЗАСОРЕН У ЛЕВЫЙ7 . ДВИГАТ. П/О КРЫЛА И КИЛЯ ВЫКЛЮЧЕЦ НАДДУВ ВКЛЮЧЕН ВИБРАЦИЯ ВЕЛИКА СТРУЖКА В МАС/1Е НАДДУВ( ВЫКЛЮЧЕН ДАВЛ. МАС- ЛА МАЛО 100% ОБОРОТ з 4 60 , 40 (Вибрация прав.) юос IOOC юос и (лев.в/заборник)^киль и крылья)(прав.в/заборник} 12 ПРАВЫЙ ДВИГАТ. НАДДУВ ВКЛЮЧЕН п/0 КРЫЛА И КИЛЯ ВЫКЛЮЧЕН топливный ФИЛЬТР ЗАСОРЕН НАДДУВ ВЫКЛЮЧЕН СТРУЖКА В МАЙЛЕ П/о КРЫЛА и киля ВКЛЮЧЕН. ВИБРАЦИЯ -ВЕЛИКА ДАВЛ МАО ЛА МАЛО П/О ДВИГ. И В/ЗАБ. ВКЛЮЧЕН • 00% ОБОРОТ ? - . . Рис. 93. Щиток мотоприборов и ВСУ: 1—измеритель температуры выходящих газов ТСТ-2; 2— указатель оборотов первого каскада ИТЭ;2Т; 3 — выключа- тель ИВ-200 ; 4— указатели вибраций; 5 — измеритель тахометрической аппаратуры ИТА-6М; 6—указатель УН-1-8; 7 — сигнальное табло Т-10У2;. 8 — кнопка 5К; 9 — указатель ТЦТ-1; 10 — указатель ТЦТ-1; // — сигнальное табло Т-10У2; ; - . 12 — указатель ТЦТ-1 3 5 (температура ) 6 ВСПОМОГАТЕЛЬНАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА (обороты всу ) (давя, на запуск) П/0 ДВИГ. М В/ЗАВ. ВКЛЮЧЕН КОНТРОЛЬ' ИВ-200 П/О КРЫЛА И КИЛЯ ВКЛЮЧЁН 80 ( ВЫКЛ. ) 7- 98/
СО со Рис. 94. Принципиальная схема динамической и статической проводок: 7 —указатель скорости КУС-730/1100; 2 - датчик воздушной скорости ДВС; 3 — датчик высоты ДВ-47; 4 — высотомер; 5 — вариомето ВАР-ЗОМ- 6 — ппибопная поскя штчвмяня- 7- указатель высоты и перепада давления УВПД-5-08; 8 — маметр МС-1; 9 — сигнализатор скоростного напора ССН-0,185; 10 — указатель скорости КУС 730/П00°₽П — пр^опмя ₽ппгка’ вто рого летчика; 12 - вариометр ВАР-ЗОМ; 13 -высотомер ВД-20; 14 - указатель скорости КУС-730/1100; 15- приборная д«ка командира ВАР-ЗОМ; 18 — вариометр ВАР-75М; 19 - высотомер ВД-20; 20 - ССН-0,185; 21 - кран переключения магистрали полного давления 22Р- приемник полного давления- 23 - влагоот^ стойники; 24 — кран переключения магистрали статического давления; 25 — датчик критических углов ДКУ-6МР- 26 — резервный я’ ВЛа.!Т™ радиста; 28 — приемник полного давления ППД-1Д; 29 - влагоотстойники; 30-блок дат чиков БД-2; 31 - учебное «310 ^2-заглушка 33 34-корректор высоты КВ-11; 35 - влагоотстойники; 36 - учебное место № 7; 37 - заглушки; 38-плиты с приемниками статического дарения89 - Пр^мГста?иче«ого давлений 40 -учебное место № 9; 41 -учебное место № 3; 42 - датчик ДАС МСРП-12); 43-учебное место № 4; 44 - учебное место №6- 45-датчик ДВбПДЗ (МСРП-12Р46- датчик ССА-0,7-2,2 и (МСРП-12); 47 - учебное место № 5; 48 - учебное место № 13; 49 - самописец КЗ 63- 50 -'учебное место № 14 ’ Д
Щиток мотоприборов и ВСУ расположен с левой стороны, в проходе в кабину летчиков, на стенке, закрывающей этажерку. Щиток мотоприборов и ВСУ выполнен из листо- вого материала Д20АМ, отбортованного по контуру для придания жесткости, установлен на четырех пластинчатых амортизаторах, расположенных гори- зонтально на кронштейнах, и крепится к кронштей- нам с помощью пружинных замков. Примечание. Приборное оборудование учебных мест описано в Инструкции экипажу самолета Ту-134Ш, часть пер- вая, книга вторая. Система питания барометрических приборов Система питания барометрических приборов обеспечивает подачу статического и полного давле- ния воздуха к барометрическим приборам: указа- телям скорости, высотомерам, вариометрам, указа- телю высоты и перепада давления, маметрам, сигна- лизаторам скоростного напора и самописцам. Прин- ципиальная схема системы питания барометриче- ских приборов показана на рис. 94. Система состоит из пяти отдельных магистралей: — двух магистралей полного давления; — двух магистралей статического давления (ос- новных) ; — одной магистрали статического давления (ре- зервной). Приемники полного давления расположены на на- ружной стороне обшивки передней кабины самоле- та между шпангоутами № 10 и 11 (по одному на правом и левом бортах, рис. 95). Ось отверстия при- емника полного давления установлена параллельно оси самолета, а отверстие для стока влаги из корпу са приемника направлено вниз. Приемник полного давления, установленный на правом борту, питает барометрические приборы, размещенные на приборных досках второго летчика, штурмана, а также сигнализатор скоростного напо- ра ССН-0,185 второго летчика и датчик воздушной скорости ДВС из комплекта НАС-1А6К. Приемник полного давления, установленный на левом борту, питает барометрические приборы, раз- мещенные на приборной доске командира экипажа, сигнализатор скоростного напора ССН-0,185 коман- дира экипажа, два параллельно включенных само- писца КЗ-63, МСРП-12 и ДКУ-6МР из комплекта АУАСП-15КР. Для обеспечения питания приборов командира экипажа от приемника ППД-1В, расположенного на левом борту, или от приемника ППД-1В, распо- ложенного на правом борту, на левом борту между шпангоутами № 6 и 7 установлен кран переключе- ния. Переключение динамического давления произ- водится поворотом ручки в положение НОРМАЛЬ- НОЕ или РЕЗЕРВНОЕ. При положении ручки кра- на НОРМАЛЬНОЕ питание осуществляется от при- емника, расположенного на левом борту, при поло- жении ручки крана РЕЗЕРВНОЕ — от приемника, расположенного на правом борту. Размещение приемников статического давления показано на рис. 96. Барометрические приборы 1. Комбинированный указатель скорости КУС-730/1100 установлен на приборных досках обо- их летчиков и штурмана и предназначен для изме- рения скорости самолета относительно воздушной среды. Действие прибора основано на замере раз- ности между полным и статическим давлением в полете, т. е. скоростного напора или воздушного давления с введением поправки на плотность среды с помощью анероидов. Общими для всех барометрических приборов при- знаками неисправности являются: — неудовлетворительное внешнее состояние; — негерметичность статической или динамиче- ской системы прибора; — отличие показаний прибора от остальных при- боров, установленных у других членов экипажа; — смещение стрелки с начальной отметки шкалы; — вариация показаний прибора; — неплавность хода стрелки. Для учета поправок к показаниям барометриче- ской высоты полета, измеренной высотомером ВД-20, на рабочих местах членов экипажа установ- лены таблицы (графики) поправок. 2. Барометрический высотомер ВД-20 установлен на приборных досках обоих летчиков и штурмана и предназначен для измерения барометрической вы- соты полета самолета. Прибор двухстрелочный. Од- на стрелка показывает тысячи, другая — сотни и де- сятки метров (относительно места взлета, посадки или другого пункта, в котором известно барометри- ческое давление). Работа высотомера основана на принципе изме- рения статического давления воздуха, окружающе- го самолет. Измерение давления производится чув- ствительным элементом, который состоит из блока анероидных коробок и помещен вместе с механиз- мом в герметичный корпус. Полость корпуса соеди- нена со статической системой самолета. 3. Вариометр ВАР-ЗОМ установлен на прибор- ных досках обоих летчиков и штурманов и предна- значен для определения вертикальной скорости подъема фти снижения самолета. На приборной до- ске второго летчика установлен еще один варио- метр ВАР-ЗОМ для измерения вариации давления в кабине. Прибор предназначен для измерения верти- кальной составляющей скорости спуска или подъ- ема самолета, а также для выдерживания горизон- тального полета. Принцип действия вариометра ос- нован на измерении разности давлений внутри и вне корпуса прибора, соединенного с атмосферой капи- лляром. 4. Сигнализатор высоты СВУ-12-ilA располо- жен в подполье возле шпангоута № 24 по правому борту. Прибор предназначен для отключения радио- высотомера РВ-5 при достижении самолетом высо- ты 3000 м и включения радиовысотомера РВ-5 при снижении самолета до высоты 3000 м. 5. Вариометр ВАР-75М (установлен на прибор- ной доске левого летчика) используется при аварий- ном снижении. Работа прибора аналогична работе ВАР-ЗОМ. 6. Сигнализатор скоростного напора ССН-0,185 (установлен на пультах ножного управления обоих летчиков) предназначен для предупреждения лет- чиков о моменте превышения самолетом предельно- го значения скоростного напора. Сигнальная лампа СКОРОСТЬ ВЕЛИКА, расположенная на табло на средней приборной доске летчиков, загорается при достижении приборной скорости 600 км/ч, при этом отключается продольный канал автопилота. 100
Вид А Рис. 95. Размещение приемников динамического давления: 1 — приемник полного давления; 2 — флюгер датчика ДУА-9Р Рис. 96. Размещение приемников статического давления: 1 и 2 — заглушки приемников статического давления
7. Измеритель числа М—МС-1, расположенный на приборной доске командира экипажа, сигнализи- рует о достижении предельного числа М в полете загоранием лампы М ВЕЛИКО. Измеритель числа М, расположенный на приборной доске второго лет- чика, сигнализирует о достижении предельного зна- чения числа М в полете загоранием лампы СКО- РОСТЬ ВЕЛИКА (М=0,82). 8. Высотный сигнализатор ВС-46 (установлен на мотопульте второго летчика) предназначен для сиг- нализации экипажу о необходимости пользования кислородом. При достижении «высоты» в кабине, равной высоте, установленной на ВС-46, включается звуковая и световая сигнализация. 9. Датчик высоты ДВ-47 (расположен на левом борту кабины штурмана) предназначен для выдачи непрерывного электрического сигнала, пропорцио- нального изменению высоты полета относительно места взлета, посадки или другого пункта, баромет- рическое давление в котором известно. Компас КИ-13 Магнитный жидкостный компас КИ-13 является запасным и предназначен для определения магнит- ного курса самолета в прямолинейном горизонталь- ном полете. Дистанционный авиагоризонт АГД-1 Основным назначением АГД-1 является обеспече- ние естественной легковоспринимаемой крупномас- штабной индикации положения самолета в прост- ранстве в широком диапазоне углов крена и танга- жа при сохранении правильных показаний после любых эволюций самолета. Комплектовочная схема АГД-1 приведена на рис. 97, а размещение авиаго- ризонта показано на рис. 98. В комплект АГД-1 входят гиродатчик (пр. 458) и указатель горизонта (пр. 1122Б). Совместно с АГД-1 работает выключатель коррекции ВК-53РШ № 2. Для повышения точности показаний крена и тан- гажа при эволюциях самолета предусмотрено от- ключение поперечной коррекции выключателем кор- рекции ВК-53РШ при угловой скорости разворота 0,1—0,3 град/с и продольной коррекции жидкостным отключателем акселерометра продольных ускорений при достижении горизонтальной составляющей про- дольного ускорения 1,67 м/с2. Основные технические характери- стики АГД-1: а) готовность к работе после включения питания: — при температуре от +50 до —30° С— 1 мин; — при температуре от —30 до —50° С — 1,5 мин; б) рабочие углы, в пределах которых выдаются правильные показания: ±180° — по крену; 360° — по тангажу, за исключением зоны углов 85—95° пикирования и кабрирования; в) ошибка в показаниях углов крена после вы- полнения разворотов на углы до 360° с угловой ско- ростью более 0,3 град/с — не более ±3° (возмож- ны отдельные выбросы до 5—6°); Рис. 97. Комплектовочная схема дистанционного авиагоризонта АГД-1: / — указатель авиагоризонта; 2 — выключатель питания; 3 — преобразователь ПТ-200Ц; 4 — штепсельный разъем; 5 — гиродатчик; в — выключатель коррекции 102
Рис. 98. Размещение дистанционного авиагоризонта АГД-1: J —указатель авиагоризонта; 2 — выключатель коррекции; 3 — преобразователь ПТ-200Ц; 4 — гиродатчик; 5 — штепсельный разъем, 6 — выключатель питания; 7 — переключатели цепи питания АГД ло трехфазному переменному току 36 В частотой 400 Гц г) скорость отработки следящей рамы гиродатчи- ка— не менее 360 град/с; д) напряжение питания—постоянный ток 27 В± ± 10% и переменный ток 36 В, 400 Гц. Включение а в и а го р и з о н т а АГД-1 Включить АЗС АГД ПТ-200Ц на левой панели АЗС и выключатель питания АГД на верхнем элек- трощитке летчиков, при этом происходит цикл авто- матического арретирования гиродатчика. Во время арретирования должна гореть сигнальная лампа на указателе. После окончания арретирования показания ука-• зателя по крену и тангажу должны соответствовать стояночному положению самолета. Примечание. При запуске АГД-1 и Нормальной ра- боте прибора пользоваться кнопкой арретироврния запре- щается. Автомат углов атаки и перегрузок с сигнализацией (АУАСП-15КР) АУАСП-15КР предназначен: — для измерения в полете местных текущих уг- лов атаки (атек), критических углов атаки (акр) и вертикальных перегрузок (пу); — для выдачи сигналов, пропорциональных зна- чениям местных текущих углов атаки (атек), крити- ческих углов атаки (акр) и вертикальных перегру- зок (riy); — для визуального указания значений текущих углов атаки (атек), критических углов атаки (акр) и вертикальных перегрузок (пу); — для включения предупреждающей сигнализа- ции и выдачи сигналов в самолетные устройства при подходе к критическим углам атаки и предельным перегрузкам. В комплект автомата АУАСП-15КР (рис. 99) входят: • — датчик углов атаки ДАУ-9Р (на левом борту, в районе шпангоута № 9); — датчик критических углов ДКУ-6МР (на эта- жерке за креслом командира экипажа); i — датчик перегрузок ДП1-3 (на втором лонже- роне центроплана); ' - - — указатель углов атаки и перегрузок УАП-ЗКР (на приборной доске командира экипажа); — блок коммутации БК-2Р (на этажерке за кре- слом командира экипажа); расположе- ны на таб- ло прибор- ной доски второго -• летчика /' — лампы сигнализации ВНИ- МАНИЕ; — лампа сигнализации % — лампа сигнализации акр; — кнопка 5К проверки- АУАСП-15КР; — кнопка сброса сигнала после проверки на'.земле; — выключатель питания. расположе- нм-на электро- щитке командира экипажа Размещение АУАСП-15КР показано на рис. 100. Принцип действия, автомата АУАСПИбКР/осно- ван на непрерывной отработке в схемах автомати- ческих балансных мостов напряжений, пропорцио- нальных местным текущим углам атаки (атек), кри-
2 На концевой выключатель положения шасси сигнализации положения закрылков lllllllllllllllllllllllllllllllllllinillllll 3 27В-П5В В РК коммутации Внима- ние Внима- ние а критич ПУдоп Рис. 99. / — кнопка сбооса АУАСП; 5 -указатель уЪГо» а“т^Г перегрузок; б1ГНоп"ка ^o~aVaСпГ 7^-“дГт^ерТр^/- Комплектовочная схема автомата углов атаки и перегрузок с сигнализацией АУАСП-15КР: сигнала после проверки на земле; 2 —датчик критических ^глов;^3 — блок коммутации; 4 — выключатель питания ~ - датчик углов атаки Рис. 100. Размещение 2— блок коммутации; автомата углов атаки и перегрузок с сигнализацией АУАСП-15КР: датчик .критических углов; 4—датчик перегрузок; 5 — выключатель питания 8 — датчик углов атаки; 9 — указатель {- ---- лрииигслил углов; ч — датчик I АУАСП-15КР, 6 кнопка проверки АУАСП-15КР; 7 — кнопка сброса сигнала АУАСП-15КР; углов4атаки и перегрузок ИМ
2 3 Рис. 101. Комплектовочная схема основной курсовой системы КС-8: / — переключатель коррекции системы КС-8; 2 — индукционный датчик ИД-3; 3— распределительная панель командира экипажа; 4—соедини- тельная коробка; 5 — выключатель коррекции ВК-53 РШ № 1; 6 — пульт управления ПУ-1К; 7 — коррекционный механизм КМ-4К; 8— гироагре- гат ГА-1М (основной);'9 —указатель штурмана; 10 — гироагрегат ГА-IM (запасной); 11 — блок реле БР-1; 12 — усилитель У-11 тическим углам атаки (акр) и вертикальным пере- грузкам (пу) самолета. Основные технические характери- стики автомата АУАСП-15КР: — диапазон работы автомата по местным углам атаки — от —9 до +45°; — рабочий диапазон —от 0 до 25°; — диапазон работы по числам М —0,2—0,9; — диапазон работы по перегрузкам —1—3 g; — погрешности показаний по шкале указателя не превышают: а) по каналу аТек±0,5°; б) по каналу аКр±0,5°; в) по каналу «у ±0,2 £; — предупреждающая сигнализация включается: а) по каналу а за 0,5° до подхода стрелки аТек к сектору акР;- • - г ........ б) по каналу пу за 0,2 g до наступления критиче- ского режима; — погрешность включения сигнализации с учетом погрешностей показаний не превышает: а) по каналу а±0,5°; б) по каналу и7±0,2 g; электропитание: а) постоянным током 27 В± 10%; б) переменным током 115 В±5%, 400 Гц. Проверка работы АУАСП-15КР При снятом с флюгера датчика ДАУ-9Р кожухе проверить целость всех датчиков и блоков автомата, их крепление. Проверить работоспособность автомата с помо- щью кнопки 5К, для чего: • — включить на левой панели АЗС АЗС-15 АУАСП и выключатель питания АУАСП на электро- щитке командира экипажа; — нажать кнопку проверки АУАСП-15КР на электрощитке командира экипажа, при этом долж- ны включиться мигающая лампа на указателе и сиг- нальное табло у второго летчика; — отпустить кнопку проверки и нажать кнопку СБРОС СИГНАЛА АУАСП на электрощитке ко- мандира экипажа, при этом погаснут лампы и ав- томат станет в исходное положение. ОБОРУДОВАНИЕ ЭЛЕКТРОННОЙ АВТОМАТИКИ Курсовая система КС-8 Курсовая система предназначена для определе- ния и индикации курса самолета, а также для вы- дачи электрических сигналов, пропорциональных 105
Рис. 102. Размещение основной курсовой системы КС-8: 1— индукционный датчик; 2 — гироагрегат (основной); 3 — выключатель коррекции; 4 — переключатель коррекции; 5 — распределитель- ная панель командира экипажа; 6 — пульт управления; 7 — коррекционный механизм, установленный иа самолетах с № 0101; 8 — кор- рекционный механизм, установленный на самолетах по № 0002 ; 9— усилитель; 10 — блок реле; // — гироагрегат (запасной); 12 — соеди- нительная коробка; 13— указатель штурмана курсу, в самолетные устройства для решения задач навигации, пилотирования, бомбометания и пр. На указателях курсовой системы индицируются ортодромический, гиромагнитный или истинный кур- сы самолета, а также углы разворота самолета, маг- нитные пеленги и курсовые углы радиостанций. В зависимости от решаемых задач и условий по- лета система может работать в одном из трех ре- жимов: — гирополукомпаса; — магнитной коррекции; — астрономической коррекции (только от учеб- ной КС-8). Основным режимом работы системы в полете должен быть режим гирополукомпаса, при котором система выдает ортодромический курс самолета, контролируемый и периодически корректируемый по сигналам магнитных и астрономических средств. На борту установлены две курсовые системы КС-8: одна — штатная, другая — учебная. Курсовая система выдает электрические сигналы курса и сигналы изменения курса в системы БСУ-ЗП, «Курс-МП», НАС-1А6К и в комбинирован- ный пилотажный прибор КПП-МС. В комплект КС-8 (рис. 101) входят: — индукционный датчик ИД-3; — коррекционный механизм КМ-4К; — два гироагрегата ГА-1М (основной и за- пасной) ; — усилитель У-11; — указатель штурмана УШК; — пульт управления ПУ-1 К; — блок реле БР-1; — соединительная коробка; — выключатель коррекции ВК-53РШ № 1; — переключатель ВГ-15К коррекции системы КС-8. Размещение основной курсовой системы КС-8 по- казано на рис. 102. Основные технические характери- стики курсовой системы КС-8: — уход оси гироскопа гироагрегата ГА-1М при его работе в режиме гирополукомпаса за 30 мин ра- боты при нормальных условиях—от ±1 до ±2° на одном из четырех румбов; — погрешность системы за каждую минуту раз- ворота— не более 0,15°; — время готовности к работе — не более 5 мин; — напряжение питания: а) по постоянному току—27'В ±10%; б) по переменному току —45 IB, 400 Гц и 36 В±! ±5%, 400 Гц. Проверка работы курсовых систем КС-8 основной и дополнительной описаны в Инструкции экипажу самолета Ту-134Ш, часть первая, книга вторая. Центральная гировертикаль ЦГВ-5 (учебная) Центральная гировертикаль ЦГВ-5 предназначе- на для определения положения самолета в прост- 106
ранстве относительно истинной вертикали места и служит для выдачи потребителям сигналов об от- клонении самолета от плоскости горизонта. г’ Навигационная автономная система НАС-1А6К Система НАС-1А6К предназначена для автомати- ческого непрерывного измерения путевой скорости и угла сноса, счисления пути в прямоугольной орто- дромической системе координат, а также для вы- дачи данных, пропорциональных величине и скоро- сти бокового уклонения самолета от ортодромии, для автоматической стабилизации самолета- на за- данной линии пути. В состав НАС-1А6К входят доплеровский измери- тель путевой скорости и угла сноса (ДИСС), нави- гационный вычислитель (АНУ-1), блок связи с ав- топилотом и индикатор бокового уклонения от ли- нии заданного пути. Система НАС-1А6К обеспечивает: — измерение путевой скорости в пределах от 500 до 1100 км/ч; — измерение угла сноса в пределах ±20°; — счисление пути в прямоугольной ортодромиче- ской системе координат с визуальной индикацией их в километрах пройденного пути; — выдачу в автопилот АП-6ЕМ-ЗП сигнала ли- нейного бокового уклонения и скорости бокового отклонения от заданной линии пути. При кренах самолета, превышающих ±10°, ДИСС автоматически переходит.в режим ПАМЯТЬ по сигналам от АГД-1. Подготовка к полету с использованием системы НАС-1А6К включает выбор карт, расчет элементов ортодромии (ортодромические путевые углы, рас- стояния до ППМ, точки коррекции, углы разворота и т. д.), а также проверку доплеровского измерите- ля путем решения контрольной задачи (УС=0°± ±40'; Ж = 890 4- 960 км/ч), проверку правильности направления вращения стрелок счетчика пути, про- верку, совместной работы системы-НАС-1А6К с ав- топилотом. В полете штурман использует: — индикатор путевой скорости и угла сноса; — пульт управления ДИСС; — счетчик пути; — задатчик ветра; — задатчик угла карты; — индикатор бокового уклонения. Командир экипажа нажатием кнопки АП—НАС включает режим автоматического управления поле- том (включение сигнализируется табло АП—НАС). Проверка работы системы НАС-1А6К изложена в Инструкции экипажу самолета Ту-134Ш, часть первая, книга вторая. Бортовая система управления заходом на посадку (БСУ-ЗП) - 7 ~-1 Т су У ' 1 ' *'' _ ’ '/ / БСУ-ЗП предназначена: — для автоматического и полуавтоматического управления"самолетом, при заходе на посадку до высоты 60 м по сигналам радиотехнической систе- мы СП-50 пои метеоминимуме 60X800 м; — для автоматического управления самолетом по сигналам маяков радиотехнической системы ближней навигации: — для стабилизации самолета и управления им при полете под автопилотом на всех эксплуатацион- ных режимах полета с высоты 200 м. Система БСУ-ЗП обеспечивает: — стабилизацию самолета вокруг центра тяже- сти относительно трех осей; — стабилизацию заданной барометрической вы- соты; — выполнение координированных разворотов, набора высоты и снижения с помощью рукояток пульта управления; — автоматическое управление самолетом по сиг- налам маяков радиотехнической системы ближней навигации; — автоматическое и полуавтоматическое управ- ление самолетом при заходе на посадку по сигна- лам СП-50 с момента начала четвертого разворота до высоты 60 м; — наглядную совмещенную индикацию следую- щих основных параметров положения самолета в пространстве и команд на управление самолетом: крена; тангажа; отклонения от заданной линии пути; курса; заданного курса; отклонения от заданного курса; скольжения; отклонения от глиссады планирования; команды по крену; команды по тангажу; — автоматический перевод системы при отказах радиотехнических систем (РТС) с режима полета по траектории, задаваемой радиотехнической систе- мой СП-50, на другой режим: в боковом канале —на режим стабилизации кур- са, имевшегося в момент отказа; в продольном канале — на стабилизацию баро- метрической высоты (в случае отказа РТС или си- стемы «ПутьИМПА» до момента пролета высоты 150 м) или на режим продления глиссады (в случае отказа РТС или системы «Путь-4МПА» после про- лета высоты 150 м); — автоматическое триммирование и индикацию усилий в тягах управления рулем высоты при поле- те с автопилотом; — автоматический контроль за работой системы на всех режимах полета и своевременное отключе- ние неисправного канала автопилота с выдачей пи- лоту световой и звуковой сигнализации; — возможность проверки исправности блока кон- троля БК-4 и БК-6 с помощью кнопки КОНТРОЛЬ БСУ. БСУ-ЗП состоит из следующих состав- ных частей: — автопилота АП-6ЕМ-ЗП; — пилотажно-навигационной системы «Путь- 4МПА»; — автомата триммирования АТ-2 в канале руля высоты. Основные технические характери- стики системы БСУ-ЗП: — диапазон высот применения — 0—15 000 м; — диапазон приборных скоростей 240—600 км/ч; — точность стабилизации самолета автопилотом: по курсу ±0,5°, по крену ±Г, по тангажу ±0,5°, по по высоте ±25 м; 107
На РП командира экипажа В РК„Курс-МП РК 36 В РК КС-8 БР-1 ВК-53РШ №/ 10 5 © © ©©©© РК~36В .На У АТ-3 ^На БУТ-3 ~^На АГД-1 '12 о. е-© ©©© □©©©©©©□|!Су Блок связи ПГТ I рк 'курс-МП / А- 20 18 19 РК АП-БЕМ-3 П 17 НаДДУ-1 В РП командира экипажи 13 Левая панель АЗС На сирену_____ ВК-53 РШ№1 ВК-53 РШН!2 РК коммутации „Путь -4МПА' Блоккоммутации „ Курс-МП' На блок связи АП-6ЕМ-ЗП НАС-1А6К РК коммутации РК связи АП-6ЕМ-ЗП с изд. 15 Летчик Штурман на себя к изд 251 №1 к изд. 251 №2 15 В БС-3 16 В РК коммутации „Путь-УМПА" Рис. 103. Комплектовочная схема автопилота АП-6ЕМ-ЗП: 1 — блок демпфирующих гироскопов; 2 — амортизационная платформа с блоками БС-КС, БУ-24, У, ЦГВ. КВ-11, БК-4; 3 — маметр; 4 — лампа М ВЕЛИКО; 5 — лампа ОТКАЗ ЦГВ; 6 — лампа АП БОКОВ.; 7 — лампа АП ПРОД.; 8 — лампа АП—НАС; 9 — лампа КУРС; 10 — лампа ГЛИСС.; 11 — лампа АП—НАС сигнализации связи автопилота с аппаратурой НАС-1А6К; 12 — блок контроля гировертикалей: 13 — кнопка 5К; 14 — кнопка ВО АП; 15 — переходный ШР «Путь-Ш5»; 16 — датчик отклонения руля высоты; 17 — пульт управления; 18 — рулевая машинка руля высоты; 19— рулевая машинка элеронов; 20 —рулевая машиика руля направления; 21 — переключатель режимов работы ЦГВ — точность вывода самолета на траекторию по- садки, задаваемую системой СП-50 в районе ближ- ней приводной радиостанции относительно равно- сигнальных зон курса и глиссады, не хуже: по кур- су ±30 м, по глиссаде ±7,5 м; —• точность стабилизации заданной траектории по сигналам радиомаяков ближней навигации при действии бокового ветра, соответствующего углу сноса до 25°, на удалениях 25—280 км от маяка — не хуже ±3 км. Для сигнализации отказов в работе системы БСУ-ЗП на приборных досках обоих летчиков уста- новлены световые табло, на которых сигнализиру- ются неисправности: — ОТКАЗ ЦГВ; — АВТОТРИММЕР; — АП ПРОДОЛ.; — АП БОКОВ.; — ПУТЬ ПРОДОЛ.; — ПУТЬ БОКОВ.; — КРП —ГРП. При отказе одного из каналов автопилота и от- казе питания по постоянному току 27 В± 10% и пе- ременному току 36±>1,8 В, 400 Гц включается зву- ковая сигнализация. Автопилот АП-6ЕМ-ЗП Автопилот АП-6ЕМ-ЗП является электрическим автоматическим регулятором, обеспечивающим ста- билизацию угловых положений самолета вокруг центра тяжести и стабилизацию центра тяжести са- молета относительно заданной траектории полета при использовании сигналов корректора высоты и команд пилотажно-навигационной системы «Путь-4МПА». В качестве датчиков угловых отклонений самоле- та по крену и тангажу используются две гироверти- кали ЦГВ-4. Чувствительными элементами, реагирующими на угловые скорости самолета относительно трех осей, являются демпфирующие гироскопы. В комплект АП-6ЕМ-ЗП (рис. 103) входят: — амортизационная платформа ПА-4 с двумя центральными гировертикалями ЦГВ-4; — блок связи с курсовой системой БС-КС; — блок управления БУ-24; — усилитель рулевых машин; — два корректора высоты КВ-11; — блок контроля БК-4; — блок демпфирующих гироскопов БДГ-10-1; 108
— пульт управления ЙУ-16; — рулевая машинка элеронов; — рулевая машинка руля поворота; — рулевая машинка руля высоты; — датчик отклонения руля высоты ДОР-1; — блок контроля гировертикалей БКГ-1; — переходной ШР; — две кнопки КБО быстрого отключения авто- пилота; — лампы сигнализации отказа и отключения про- дольного и бокового каналов автопилота; — лампа сигнализации отказа ЦГВ; — кнопка включения связи автопилота с аппара- турой НАС-1А6К; — лампа КУРС сигнализации захвата курсового радиомаяка; — лампы АП—НАС включения связи автопилота с аппаратурой НАС-1А6К; — лампа ГЛИСС. сигнализации захвата глиссад- ного радиомаяка; — переключатель режимов работы ЦГВ; — распределительная коробка автопилота; — распределительная коробка коммутации; — кнопка 5К КОНТРОЛЬ БСУ; — лампа сигнализации М ВЕЛИКО; — маметрМС-1. Размещение автопилота АП-6ЕМ-ЗП показано на рис. 104. Проверка автопилота перед полетом Для проверки автопилота необходимо: — расстопорить рули и элероны, отклонив их не- сколько раз до механических упоров (органы управ- ления должны перемещаться без затираний); — включить АЗС: АП-6ЕМ-ЗП, ЦГВ — ЛЕВ., ЦГВ —ПРАВ., ПУТЬ, КС-8, АРК № 1 и 2, КУРС-МП № 1 и 2, АГД; — включить электропитание переменного тока 36 В, 400 Гц, предварительно убедившись, что вы- ключатель ПОДГ. АП (на пульте управления) на- ходится в положении ОТКЛЮЧЕНО, а переключа- тель ЦГВ —в нейтральном положении; произвести арретирование ЦГВ-4 и авиагоризонта АГД-К убе- дившись в правильности показаний авиагоризонта, ручками на приборах ПП-1ПМ совместить риски са- молетиков с линиями искусственного горизонта; произвести согласование курсовой системы кнопкой быстрого согласования; — на пульте управления все рукоятки установить в нейтральное положение, открыть шторки кнопок- ламп ВКЛ. КВ, КУРС, ГЛИСС. и включить выклю- чатели ПРОД. и ПОПЕР., а выключатель СТУ уста- новить в положение ОТКЛЮЧЕНО; — включить выключатель ПОДГ. АП и прове- рить работу автопилота в режиме автоматического центрирования; — убедившись, что на обоих бленкерах имеется надпись ПОДГ., нажать кнопку ЪКЛ. АП; — проверить работу рукоятки РАЗВОРОТ; — проверить работу рукоятки КРЕН; — проверить работу рукоятки СПУСК — ПОДЪЕМ; — проверить включение кнопки-лампы ВКЛ. КВ; — проверить включение кнопки-лампы КУРС; — проверить включение кнопки-лампы ГЛИСС.; — проверить отключение автопилота от кнопки быстрого отключения (КБО); — провёрить сигнализацию подключения автопи- лота к одному из полукомплектов системы «Путь-4МПА»; — проверить работу блока контроля. Пилотажно-навигационная система «Путь-4МПА» Пилотажно-навигационная система «Путь-4МПА» представляет собой комплекс взаимосвязанных аг- регатов, обеспечивающих формирование сигналов управления самолетом и визуальную индикацию ко- манд управления самолетом в виде отклонения командных стрелок пилотажных приборов ПП-11МК. Пилотажно-навигационная система «Путь-4МПА» использует сигнал курсовой системы КС-8, цен- тральной гировертикали ЦГВ-4, автоматического радиокомпаса АРК-15, системы «Курс-МП» и АП-6ЕМ-ЗП. Вычислительное устройство системы сопоставля- ет сигналы от датчиков, вырабатывает сигналы уп- равления и выдает их на пилотажный прибор. Для связи с автопилотом в системе «Путь-4МПА» име- ется блок связи БС-3, который преобразует команд- ные сигналы вычислителя и выдает их в автопилот для автоматического управления самолетом. В комплект системы «Путь-4МПА» (рис. 105) входят: — два пилотажных прибора ПП-11МК; — два навигационных курсовых прибора НКП-4К сер. 2; — два вычислителя В-12; — два усилителя У-20Н; — два блока реле БР-46А; — блок комбинированный БК-6; — два блока комбинированных БК-5; — блок связи с автопилотом БС-3; — переходной ШР; — две соединительные коробки СК-29И (прикла- дываются в запасной комплект 1:1); — комбинированный пилотажный прибор КПП-МС; — лампы сигнализации неисправности каналов ПУТЬ ПРОДОЛЬНЫЙ и ПУТЬ БОКОВОЙ; — лампа сигнализации КПП ВКЛЮЧЕН; — переключатель НКП—КПП; — выключатель системы «Путь». Размещение системы «Путь-4МПА» показано на рис. 106. Проверка системы «Путь -4МПА» перед полетом Для проверки системы необходимо: — включить АЗС: АП-6ЕМ-ЗП, ПУТЬ, ЦГВ— ЛЕВ., ЦГВ —ПРАВ., КС-8, АРК № 1 и 2, КУРС-МП № 1 и 2; — переключатель ЦГВ установить в нейтраль- ное положение; — включить выключатель ПУТЬ, КУРС-МП № 1 и 2; — нажать кнопку (на одном из приборов ПП-Т1МК) арретирования гировертикалей, при этом должно происходить восстановление гировертика- лей. В это время включить выключатель СТУ в по- ложение ПОДГ. В момент восстановления гировер- тикалей командные стрелки должны отклоняться в сторону, обратную индицируемому крену и тангажу. 109
31 ntl U.T a 61 ШП. 30 ш 21 шп. 25 29 26 28 27 32 16 ЛЕВ АП ЛИ 20 32. шп. Z3 24 ЯНШ11Ш1111 Рис. 104. Размещение автопилота АП-6ВМ-ЗП: / — лампа ОТКАЗ .ЦГВ; 2 — кнопка включения связи автопилота с аппаратурой НАС-1А6К; 3— лампа М ВЕЛИКО; 4— лампа КУРС^ 5— лампа АП — БОКОВ.; 6— лампа ОТКАЗ ЦГВ; 7 — лампа КУРС; 8— лампа ГЛИСС.; 9— пульт управления; 10 — лампа АП — ПРОД.; 11—.кнопка БО АП (на штурвале второго летчика); /2 —лампа АП — НАС; 13— лампа ГЛИСС.; 14— лампа АП — БОКОВ.; 15 — лампа- АП — ПРОД.; 16—лампа ATI — НАС сигнализации связи автопилота с аппаратурой НАС-1А6К; /7 — переключатель П; 18 — РК АП-6ЕМ-ЗП; 19— РК коммутации; 20— блок демпфирующих гироскопов; 21 — БФД-4; 22 — РК связи; 23 — БСП-1; 24 — рулевая машннка ру- ля высоты; 25— блок контроля гировертикалей; 26—кнопка БО АП (на штурвале командира экипажа); 27 — амортизационная плат- форма с блоками БС-КС, БУ-64, У, ЦГВ, КВ-11, БК-4; 28 — переходной ШР <Путь-Ш5>; 29— рулевая машинка элеронов; 30— рулевая мая- тника руля направления; 31 — датчик отклонения руля высоты; 32 — маметр
На АЗС-оСВ0Д> Путь РК коммутации путь оокц- ; 80U Путь проооль -ный Путь про даль -ный птп РК „Курс-МП* 10 13 12 1111 в систему АРК “И Распредели- тельная па- нель коман- Левая па- нель АЗС ПУТЬ вым В СК КС’8 НКП \КПП § § Л Ч 8 § I РК 36в 6 РК коммутации,Курс-МП ______ ~В РК коммутации АП-ВЕМВР dupa^Kuna- ~На блок коммутации „Курс-МП” -В GK КС~8 -8 РК коммутации АП~6ЕМ~ЗП ~В РК коммутации АПК-15 Рис. 105. Комплектовочная схема пилотажно-навигационной системы «Путь-4МПА»: 1— переходной ШР; 2 — вычислитель В-12; 3 — выключатель системы <Путь>; 4— комбинированный пилотажный прибор КПП-МС; 5 —лампа КПП—ВКЛЮЧЕН; 6—блок реле БР-46; 7 — блок комбинированный БК-5; 8 — блок связи с автопилотом БС-3; 9— блок комбинированный БК-6; 10— усилитель У-20Н; 11 — навигационный курсовой прибор НКП-4К; 12 — пилотажный прибор ПП-1ПМ; 13 — навигационный курсовой прибор НКП-4К
Рис. 106. Размещение пилотажно-навигационной системы «Путь-4МПА»: 1 — навигационный курсовой прибор НКП-4К; 2— пилотажный прибор ПП-1ПМ; 3 — навигационный курсовой прибор НКП-4К; 4 —пилотаж- ный прибор ПП-1ПМ; 5 —лампа ПУТЬ БОКОВОЙ; 6 — лампа ПУТЬ ПРОДОЛЬНЫЙ; 7 — переключатель НКП—КПП; 8 — выключатель си- стемы «Путь»; 9— лампа ПУТЬ ПРОДОЛЬНЫЙ; 10 — лампа ПУТЬ БОКОВОЙ; 11 — лампа КПП — ВКЛЮЧЕН; 12 — комбинированный пилотаж- ный прибор КПП-МС; 13— вычислитель В-12; 14 — переходной ШР; 15 — блок комбинированный БК-5; 16 — блок комбинированный БК-6; 17 — блок реле БР-46А; 18 — усилитель У-20Н; 19 — блок связи с автопилотом Убедиться в правильности показаний авиагори- зонтов, для чего: — совместить (ручками установки тангажа на приборах ПП-ШМ) риски самолетиков с линиями искусственного горизонта; — произвести согласование курсовой системы кнопкой быстрого согласования; — установить на обоих приборах НКП-4 задан- ный курс, равный текущему курсу; — отклонить с помощью кремальеры прибора НКП-4 заданный курс вправо (влево) от текущего курса — вертикальные командные стрелки в прибо- рах ПП-1ПМ должны отклоняться вправо (влево); — на селекторе выбора режимов из комплекта «Курс-МП» установить требуемый режим (I КУРС-МП, II КУРС-МП, СОВМЕЩЕННЫЙ) и проверить сигнализацию на световом табло (в зави- симости от включенного режима); — настроить аппаратуру «Курс-МП» на частоту посадочного маяка аэродрома, при этом командные стрелки приборов ПП-1ПМ должны отклониться в ту же сторону, что и планки приборов НКП-4; — включить выключатель СТУ (на пульте управ- ления), при этом горизонтальные командные стрел- ки прибора ПП-1ПМ должны отклониться в край- нее верхнее положение, а вертикальные командные стрелки — в крайнее правое. 112 Автомат триммирования АТ-2 Принцип работы АТ-2 заключается в следующем: датчик усилий (ДДУ) является чувствительным элементом автомата триммирования и устанавли- вается в одной из тяг системы управления. Датчик усилий выдает в блок управления триммированием и на индикацию электрический сигнал, пропорцио- нальный усилиям, действующим на датчик. При до- стижении сигнала определенной величины в блоке управления срабатывает магнитное реле, подавая плюс напряжения 27 В на одну из обмоток электро- механизма УТ-15. Через время задержки с блока управления на УТ-15 подается минус напряжения 27 В, включающий электромеханизм, который отра- батывает триммер руля высоты. В комплект АТ-2 (рис. 107) входят: — блок управления триммированием БУТ-3; — датчик усилий дублированный ДДУ-1; — электромеханизм УТ-15; — указатель автомата триммирования УАТ-ЗК; — распределительная панель левого летчика; — переключатель триммера руля высоты; — два концевых выключателя; — выключатель ОТКЛЮЧЕН. ТРИММЕРА РВ; — две лампы сигнализации отказа автомата триммирования.
8 Зак. 3б43дсп Рис. 107. Комплектовочная схема автомата триммирования АТ-2: 1 — электромеханизм; 2 — блок управления триммированием; 3 — указатель; 4 — распределительная панель командира экипажа: 5 — концевой выключатель; 6 — датчик усилий дублиро- вания; 7 — переключатель триммера руля высоты; 8— выключатель аварийного отключения триммера руля высоты; 9 — концевой выключатель; 10 — лампа АВТОТРИММЕР
Рис. 108. Размещение автомата триммирования АТ-2: / — указатель УАТ-ЗК; 2 — распределительная панель командира экипажа; 3 —лампа АВТОТРИММЕР на приборной доске командира экипажа; 4 — лампа АВТОТРИММЕР на приборной доске второго летчика; 5 — выключатель аварийного отключения триммера руля высоты; 6 — блок управ- тения триммированием БУТ-3; 7 — электромеханизм; 8 — концевой выключатель; 9— датчик усилий дублирования ДДУ-1; 10— концевой выключа- тель; 11 — переключатель триммера руля высоты ПНГ-15 (показан на штурвале второго летчика) Система БСУ-ЗП обеспечивает нормальную рабо- ту при следующих условиях: — высота полета до 15 000 м; — приборная скорость полета от 240 до 600 км/ч; — температура окружающего воздуха от +50 до —60° С. Автомат триммирования АТ-2 обеспечивает: — автоматическое снятие нагрузок, возникающих при изменении режима полета и центровки самолета в системе управления рулем высоты; — сигнализацию превышения допустимых (для безопасности полета) усилий в системе управления; — автоматическое отключение электромеханизма управления триммерами руля высоты при неисправ- ности автотриммера, вызывающей перекладку авто- триммера в сторону увеличения усилий. Автомат триммирования включается одновремен- но с включением продольного канала автопилота и работает в течение всего полета под автопилотом. Размещение АТ-2 на самолете показано на рис. 108. Проверка автомата триммирования АТ-2 перед полетом Для проверки автомата триммирования необхо- димо: — включить следующие АЗС: АП-6ЕМ-ЗП, ЦГВ —ЛЕВ., |ЦГВ —ПРАВ., АТ-2, РВ, ТРИММЕ- РЫ, КОНТРОЛЬ АТ; — застопорить руль высоты и включить автопи- лот; при включенном автопилоте и застопоренном руле высоты отклонять датчики и рукоятку СПУСК — ПОДЪЕМ автопилота запрещается; — приложить усилие к колонке управления так, чтобы стрелка указателя установилась около нуля среднего индекса, и включить выключатель ОТКЛ. ТРИММЕРА РВ; — приложить усилие к колонке управления на себя и удерживать его таким образом, чтобы стрел- ка в указателе занимала среднее положение между средним и нижним индексами. Через 5 с после от- клонения стрелки электромеханизм должен вклю- читься и отклонить триммер в сторону кабрирова- ния (триммер вниз). После того, как триммер от- клонится на 2—3°, изменить усилие, приложенное к колонке управления, чтобы стрелка указателя вернулась в среднее положение. Электромеханизм триммера в этот момент должен остановиться; — повторить проверку, изменяя усилия так, что- бы стрелка на указателе находилась между сред- ним и верхним индексами, при этом через 5 с элек- тромеханизм должен включиться и отклонить трим- мер в сторону пикирования (триммер вверх); 114
— повторить проверку по методике, изложенной выше, но усилия прикладывать так, чтобы стрелка указателя доходила соответственно до нижнего и верхнего индексов (через 10 ±2 с после приложения усилий должна загореться сигнальная лампа в ука- зателе), снять усилие, выключить и вновь включить продольный канал автопилота (лампа гаснет); — после проверки выключить автомат триммиро- вания и автопилот. Предупреждения: 1. При работающем ав- томате триммирования пересиливать электро- механизм УТ-15 вручную запрещается. 2. При застопоренном руле высоты откло- нять датчики автопилота и пользоваться руко- яткой СПУСК — ПОДЪЕМ запрещается. 3. Если при проверке автомата триммирова- ния происходит загорание сигнальной лампы в указателе УАТ (в случае, если предельная нагрузка на датчик ДДУ действует более 10±2 с), для снятия блокировки необходимо выключить и вновь включить продольный ка- нал автопилота. Использование системы БСУ-ЗП при полете по маршруту При полете по маршруту в системе БСУ-ЗП ис- пользуются только автопилот АП-6ЕМ-ЗП и автомат триммирования АТ-2, причем включение и отключе- ние автомата триммирования происходит автомати- чески соответственно при включении и отключении продольного канала автопилота. Для включения автопилота необходимо сбалан- сировать самолет триммерами в установившемся прямолинейном полете (без крена) и включить вы- ключатель ПОДГ. АП. При наличии на обоих бленкерах надписи ПОДГ. (на желтом фоне) нажать кнопку ВКЛ. АП. По достижении высоты полета вывести самолет с помощью рукоятки СПУСК—-ПОДЪЕМ в гори- зонтальный полет. Для включения режима стабилизации заданной барометрической высоты необходимо нажать кноп- ку-лампу ВКЛ. КВ. Управление самолетом с помощью автопилота по курсу осуществляется рукояткой РАЗВОРОТ. Управление самолетом с помощью автопилота по высоте осуществляется рукояткой СПУСК — ПОДЪЕМ. Использование системы БСУ-ЗП при автоматическом заходе на посадку После выполнения снижения до высоты построе- ния предпосадочного маневра летчик должен пере- вести самолет в горизонтальный полет, нажать кнопку-лампу ВКЛ. КВ и включить в положение ПОДГ. выключатель СТУ (если он не был 'включен до этого), а также перевести аппаратуру «Курс-МП» в посадочный режим СП-50. Выполнение первого, второго, третьего разворотов производится с помощью рукоятки РАЗВОРОТ. Пе- ред третьим разворотом в режиме горизонтального полета нажать кнопку ТЕСТ-КОНТРОЛЬ. Четвертый разворот выполняется по команде вы- числителя системы «Путь-4МПА». Для выполнения автоматического четвертого разворота необходимо по достижении КУР=290° (или 70°) нажать кноп- ку-лампу КУРС. После выполнения четвертого разворота, выпол- няя полет под автопилотом в режиме стабилизации заданной барометрической высоты, необходимо сле- дить за планками глиссады приборов НКП-4 и только в момент прохождения глиссадной планки через нулевое положение нажать кнопку-лампу ГЛИСС., при этом на пульте управления загорается кнопка-лампа ГЛИСС. и гаснет кнопка-лампа ВКЛ. кв. После отключения автопилота необходимо взять управление самолетом на себя и произвести по- садку. Использование системы БСУ-ЗП при заходе на посадку по командным стрелкам Пилотирование самолета по командным стрелкам должно осуществляться с начала четвертого разво- рота при заходе на посадку по маякам СП-50. В целях удержания самолета на заданной траек- тории необходимо своевременно отклонять органы управления на небольшие углы в соответствии с от- клонением командных стрелок от центрального кружка. Перед началом пилотирования самолета по глис- саде второму летчику необходимо нажать, а затем отпустить кнопку-лампу ГЛИСС, После отключения автопилота необходимо взять управление самолетом на себя и произвести по- садку. Самописец КЗ-63 Трехкомпонентный самописец высоты, скорости и перегрузок КЗ-63 предназначен для регистрации барометрической высоты, индикаторной скорости и вертикальной составляющей перегрузок. Прибор состоит из трех независимо действующих систем: — регистрации скорости; — регистрации высоты; — регистрации перегрузки. В основу регистрации высоты и скорости поло- жен манометрический принцип, при котором упру- гостью мембран давление уравновешивается, а их деформацией замеряется. В основу регистрации пе- регрузок положен принцип пружинных весов, при котором инерционная сила груза уравновешивается упругостью пружин, а их деформацией эта сила за- меряется. Самописец и электрофильтр установлены под по- лом по оси самолета (между шпангоутами № 38 и 39. Самописец МСРП-12 Самописец МСРП-12 (магнитная система регист- рации параметров) предназначен для непрерывной регистрации параметров полета, в том числе пред- аварийных и аварийных, с сохранением информации за последние 30 мин полета. Двенадцать измерительных каналов системы слу- жат для записи: — барометрической высоты полета от 0 до 13 000 м; — индикаторной скорости полета от 80 до 800 км/ч; . — угловой скорости (юх) относительно продоль- ной оси (крена) ±30 град/с; 8* 115
Рис. 109. Комплектовочная схема самописца МСРП-12: / — блок питания; 2— датчик угловых перемещений руля высоты; 3— лентопротяжный механизм; 4 — датчик угловых скоростей; 5— датчик угловых перемещений руля направления; 6—датчик высоты; 7 —датчик приборной скорости; 8 — датчик вертикальных перегрузок; 9 — датчик поперечных перегрузок; 10 — датчики регистрации режима работы двигателей; // — ско- ростной сигнализатор; 12 — датчик угловых перемещений элерона; 13— преобразователь оборотов; /4— соединительный блок; 15 — кодирующее устройство; 16 — распределительный щиток; 17 — концевой выключатель ДП-702Б включения лентопротяжного механизма; 18 — фильтр радиопомех; 19 — лампа сигнализации работы лентопротяжного механизма
Рис. ПО. Размещение самописца МСРП-12: 1 — лентопротяжный механизм в шаровом контейнере; 2 — датчик угловых перемещений руля направления; 3 — датчик угловых перемещений руля высоты; 4 — концевой выключатель ДП-702Б включения лентопротяжного механизма; 5 —РК шасси; 6— шина питания МСРП-12; 7 — трубопровод подкачки лентопротяжного механизма; 8 — датчик регистрации режима работы двигателей; 9 — кодирующее устройство; /0 —датчик угловых ско- ростей; 11—датчик поперечных перегрузок; 12—преобразователь оборотов; 13— датчик высоты; 14 — скоростной сигнализатор; 15— РК силовая, шпан- гоут № 15; 16 — левая панель АЗС; 17 — датчик угловых перемещений элерона; 18 — лампа СЛМ-61; 19 — электрощиток; 20 — датчик приборной скорости ДАС; 2/— соединительный блок; 22 — фильтр радиопомех; 23—датчик вертикальных перегрузок; 24 — распределительный щиток; 25 — РК МСРП-12; 26— блок питания
— вертикальной перегрузки пу от —2 до +5 ед.; — поперечной перегрузки nz в пределах 1,5 ед.; — угла отклонения руля высоты; — угла отклонения руля направления; — угла отклонения левого элерона (датчик МУ-615А); — положения рычага управления левым двига- телем (датчик МУ-615А); — положения рычага управления правым двига- телем (датчик МУ-615А); — оборотов турбины левого и правого двигателей (через два преобразующих устройства ПО-15 от ос- новных датчиков оборотов ДТЭ-5). В комплект системы МСРП-12 (рис. 109) входят: — лентопротяжный механизм в шаровом контей- нере; — кодирующее устройство; — соединительный блок; — распределительный щиток; — блок питания БП-7 (преобразователь напря- жения с 27 В на 6 В) — датчик угловых перемещений (5 шт.); — датчик приборной скорости; — сигнализатор скорости; — датчик вертикальных перегрузок; — датчик поперечных перегрузок; — датчик барометрической высоты; — датчик угловой скорости; — преобразователь оборотов двигателя самолета ПО-15 (2 шт.); — распределительная коробка РК, внутри кото- рой расположены реле ТКЕ-12ПД, контактор ТКД-Ю2ДТ и реле включения лентопротяжного ме- ханизма ТКЕ-21ПД; — лампа сигнализации работы лентопротяжного механизма; — электрофильтр радиопомех в цепи питания по- стоянным током 27 В; — концевой выключатель ДП-702Б включения лентопротяжного механизма. Система рассчитана для работы в условиях: — температура внешней среды от —60 до +60° С; — относительная влажность 95—98% (при тем- пературе +20° С); — вибрация с частотой 20—200 Гц при перегруз- ке 4 g; — атмосферное давление до 41 мм рт. ст.; — допустимое время непрерывной работы 16 ч. Для защиты от механических повреждений и вы- соких температур кассета с магнитной лентой за- ключена в бронированный кожух. Размещение МСРП-12 показано на рис. 110. Выключатель коррекции ВК-53РШ ВК-53РШ № 2 обеспечивает отключение коррек- ции правой ЦГВ-4 автопилота АП-6ЕМ-ЗП, гиро- датчика АГД и основного гироагрегата ГА-1М кур- совой системы. ВК-53РШ № 1 отключает коррекцию запасного гироагрегата ГА-1М курсовой системы КС-8 и ле- вой ЦГВ-4 автопилота АП-6ЕМ-ЗП. ВК-53РШ № 3 отключает коррекцию основного и запасного гироагрегатов системы КС-8 (учебной) и ЦГВ-5. Рентгенометр Рентгенометр (рис. 111) предназначен для изме- рения мощностей доз гамма-излучения в местах расположения выносного блока на самолете. Рис. 111. Размещение рентгенометра и его комплекто- вочная схема: / — измерительный пульт; 2 —выносной блок; 3 — автомат за* щиты сети Принцип действия рентгенометра основан на из- мерении количества циклов заряд-разряда конден- сатора в единицу времени. Разряд конденсатора осуществляется током ионизационной камеры, а за- ряд— от специальной схемы, которая срабатывает автоматически, когда напряжение на конденсаторе падает до определенного значения. Так как ток ионизационной камеры пропорциона- лен мощности дозы гамма-излучения, то и число циклов заряд-разряда конденсатора в единицу вре- мени также пропорционально мощности дозы. Диапазон измерения мощности дозы — от 0,1 до 500 рентген в час. Рентгенометр состоит из измерительного пульта и выносного блока. Комплект рентгенометра размещается: — выносной блок — на перегородке шпангоута № 9; — измерительный пульт—-за креслом второго летчика. Питание рентгенометра осуществляется от борто- вой сети постоянного тока. Для защиты сети на ле- вой панели АЗС установлен АЗС-2 РЕНТГЕНО- МЕТР. 1'18
Глава IV РАДИОЭЛЕКТРОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ РАДИОНАВИГАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ Автоматический радиокомпас АРК-15 (№ 1) Радиокомпас АРК-15 предназначен: — для инструментального самолетовождения по приводным и широковещательным радиостанциям; — для определения линии положения самолета или его места по радиомаякам ВРМ-5; — для выхода на аэродром посадки и построения захода на посадку по системе ОСП. Радиокомпас АРК-15 работает на принципе авто- матического пеленгования приводных или широко- вещательных радиостанций с отслеживанием дан- ных курсового угла радиостанции (КУР) на само- летных индикаторах типа ИКУ-1А и УШ. Радио- компас работает с двумя направленными антеннами рамочного типа, смонтированными в блоке рамоч- ной антенны, и одной ненаправленной антенной. В комплект АР К-15 входят: — приемник; — антенно-согласующее устройство; — пульт управления; — блок рамочной антенны; — эквивалент; — контрольный разъем; — шлейфантенна (ненаправленная); — механический переходной блок; — распределительная коробка РК АРК-15; — комплект высокочастотных кабелей; — антенный ввод с проходным изолятором. Основные технические д а н н ы е АРК-15: — дальность действия по приводу на высоте 10 000 м при работе с радиостанцией ПАР-ЗБМ— до 300 км; — высотность — до 25 км; — число заранее настраиваемых и фиксируемых частот — 2. Комплектовочная схема радиокомпаса АРК-15 (№ 1) показана на рис. 112. Управление радиокомпасом производится и вы- носного пульта, на котором смонтированы селекто- ры частоты, переключатель рода работы и вспомо- гательные органы управления. Проверка радиокомпаса перед полетом: включить электропитание, настроить приемник на частоту приводной радиостанции, положение которой отно- сительно самолета известно, и контролировать пра- вильность КУР, выдаваемых на приборы ИКУ-1А или УШ на месте штурмана. Одновременно через СПУ прослушивать позывные этой станции. К этим же операциям сводится и использование радиокомпаса членами экипажа в полете. Навигационно-посадочная система «Курс-Mfl» Система «Курс-МП» предназначена для обеспече- ния полетов самолета по сигналам всенаправленных радиомаяков международной системы ближней на- вигации VOR, выполнения предпосадочных манев- ров и инструментальных посадок по сигналам меж- дународной системы посадки ИЛС и системы СП-50, применяемой в СССР. При полете по радиомаякам VOR бортовая аппа- ратура принимает два сигнала: опорный и сигнал переменной фазы. Фаза опорного сигнала постоян- на и не зависит от положения самолета относитель- но маяка. Фаза переменного сигнала жестко свя- зана с направлением приема, т. е. изменяется в со- ответствии с изменением положения самолета отно- сительно маяка. При заходе на посадку по радиомаякам 1LS или СП-50 бортовая аппаратура принимает также два сигнала: посадочного курса и глиссады, определя- ющих в пространстве траекторию полета. При пролете над маркерными радиомаяками (маршрутными или посадочными) обеспечивается выдача сигнала пролета на сигнальные лампы и в СПУ. Управление аппаратурой «Курс-МП» дистанцион- ное, осуществляется с помощью блоков управления, селекторов курса, селектора выбора систем и блока электрического баланса СП-50. Включение аппара- туры следует производить за 3—5 мин до начала пользования ею. Включение аппаратуры в режимы навигации или посадки осуществляется установкой на блоках уп- равления значения частот посадочного или навига- ционного диапазона. Выбор режима посадки СП-50 или ILS производится переключателем, установлен- ным на селекторе выбора систем. При установке на блоках управления частот в диапазоне 112, 00—117, 95 МГц, а также оканчива- ющихся на 5 и на четные значения десятых долей .. 11,9
Бортсеть Рис. 112. Комплектовочная схема радиокомпаса АРК-15 (№ 1): / — блок рамочной антенны; 2 — эквивалент; 3 — приемник; 4 — антенно-согласующее устройство; 5 —пульт управления; 6 — контрольный разъем; 7 — блок механический переходный- 8 — высокочастотные кабели; 9 — антенный ввод; 10 — проходной изолятор; 11 — ИКУ-1А из комплекта «Курс-МП»; 12— УШ из комплекта КС-8; /3 —РК ком- р ’ мутации; 14 — РК «Курс-МП»; 15 — РК АРК-15
Рис. 113. Комплектовочная схема системы «Курс-МП»: ,7 — БУП-3; 2 — радиомагнитный индикатор; 3 — блок управления; 4 — селектор магнитного курса; 5 — селектор радиосистемы; 6 — блок .установки электробаланса и контроля нуля СП-50; 7 — блок коммутации; 5 —моноблок: 9 — тройник; 10 — тройник; 11 — ВЧ разъем .угловой; 12 — ВЧ разъем прямой; 13 — фильтр нижних частот; 14 — тройник; 15 — тройник; 1Ь — звонок; 11 — антенна навигационная; 18 — антенна ГРП; 19 — согласующее устройство; 20 — выключатель питания второго полукомплекта; 21 — правая панель АЗС; 22 — .аварийная шина; 23 — шина двойного питания; 24 — правая панель АЗС; 25 — выключатель питания первого полукомплекта; 26 — табло Т-10У2; 27—кнопки контроля сигнальных ламп; 28— антенна МРП мегагерца и нуль в диапазоне 108, 00—112, 00 МГц, аппаратура включается в режим навигации VOR. При установке на блоках управления значений частот в диапазоне 108, 00—112, 00 МГц, оканчива- ющихся на нечетные значения десятых долей мега- герца и нуль, аппаратура включается в посадочный режим (ИЛС или СП). В комплект «Курс-МП» входят: — два моноблока; — блок переключения питания (БПП); — два блока БУП-3; — два блока управления; — два селектора магнитного курса; — два индикатора курсовых углов (И>КУ-1А); — блок коммутации; — блок баланса СП-50; — селектор радиосистем; — фильтр нижних частот (ФНЧ); — тройник (4 шт.); — распределительная коробка (РК «Курс-МП»); — согласующее устройство глиссадной антенны; — курсовая антенна; — глиссадная антенна; — два выключателя ВГ-15К (КУРС-МП № 1 — ВЫКЛ., КУРС-МП № 2 — ВЫКЛ.); — выключатель сигнализации АЗС-5; — три выключателя ВГ-15К: АРК № 1—VOR № 1 и АРК № 2 —VOR № 2 выходов в СПУ и на УШ штурмана; КПП, VOR № 1 —VOR № 2 штур- мана; — три сигнальные лампы СЛМ-61 МАРКЕР; — лампа МАРКЕР на табло Т-6У2; — антенна маркерного приемника МРП-56П; — две лампы КРП на табло Т-10У2; — две лампы ГРП на табло Т-10У2; — комплект высокочастотных кабелей. Основные технические данные си- стемы «Курс-МП»: 1. При работе с радиомаяками VOR: — дальность действия на Н= 10 000 м — не менее 285 км; — диапазон частот— 108—118 МГц; — число каналов— 180; — точность определения азимута — ±2°; — точность индикации КУРуон—±5°. 2. При работе с курсовыми радиомаяками СП-50: — дальность действия: на Н=1000 м — 70 км; на Н = 300 м — 18 км; — диапазон частот— 108; 3—ПО; 3 МГц; — число каналов — 6. 3. При работе с глиссадными радиомаяками СП-50: — дальность действия— 18 км; — диапазон частот — 332; 6—335 МГц; — число каналов'—3. 4. При работе с маркерными радиомаяками СП-50 задействован 1 канал. 5. При работе с курсовыми радиомаяками ILS: — дальность действия: на Я = 600 м — 45 км; на // = 300 м— 18 км; — диапазон частот—108—112 МГц; — число каналов — 20. 6. При работе с глиссадными радиомаяками ILS: — дальность действия — 18 км; 9 Зак. 3643дсп 121
— диапазон частот — 329; 3—335 МГц; — число каналов — 20. 7. При работе с маркерными радиомаяками 1LS задействовано 3 канала. Комплектовочная схема «Курс-МП» показана на рис. ИЗ. Предполетная проверка аппаратуры «Курс-МП» выполняется с помощью специальной машины, обо- рудованной комплектом тестеров, имитирующих ра- боту наземных радиомаяков. В случае нахождения самолета в зоне действия навигационного или посадочных радиомаяков воз- можна проверка работы оборудования путем на- стройки на соответствующие частоты этих маяков с последующим контролем показаний азимута отно- сительно радиомаяка VOR на приборах ИКУ-1А или отклонения стрелок курса и глиссады на при- борах нкп. При пользовании аппаратурой «Курс-МП» в по- лете экипаж в зависимости от сложившейся обста- новки может включать одновременно полукомплек- ты аппаратуры в следующих режимах: первый полукомплект второй полукомплект VOR VOR VOR ILS VOR СП-50 ILS ILS СП-50 СП-50 Управление аппаратурой при этом осуществляет- ся в основном с двух блоков: блока управления и селектора выбора систем. На блоках управления ус- танавливается заданная частота работы аппарату- ры и одновременно происходит включение в режим навигации или посадки. С помощью селектора систем осуществляется вы- бор посадочного режима СП-50 или ILS и измене- ние чувствительности маркерного приемника. С по- мощью селектора осуществляется также выбор од- ного из пяти основных режимов подключения инди- каторных устройств к полукомплектам аппаратуры: РСБН —РСБН/СП-50 — 1 — СОВМ —2. Независимо от положения, в которое установлен селектор систем, данные текущего азимута, выда- ваемые полукомплектами при работе в навигацион- ном режиме VOR, выдаются на стрелки приборов ИКУ-1А (стрелка № 1—первый полукомплект, стрелка № 2— второй полукомплект), а также на стрелки прибора УШ штурмана. При полете по заданному азимуту VOR необхо- димое значение азимута, совпадающее со значением ЗМК, вводится на селекторе курса соответствующе- го полукомплекта. При работе в режиме СП-50 перед каждым захо- дом на посадку должны устанавливаться нулевые показания курсовой и глиссадных стрелок приборов НКП с помощью блока баланса СП-50. Радиовысотомер РВ-5 Радиовысотомер малых высот РВ-5 предназначен для измерения истинной высоты полета самолета в диапазоне высот 0—750 м. РВ-5 обеспечивает: — показания текущей высоты по указателю УВ-5; — сигнализацию о пролете самолетом заранее установленной «опасной» высоты .(звуковой и све- товой сигналы); 122 — контроль исправности радиовысотомера (све- товой сигнал); — сигнализацию об отказе радиовысотомера (световой сигнал). Радиовысотомер РВ-5 представляет собой радио- локационную станцию непрерывного излучения с частотной модуляцией. В комплект радиовысотомера РВ-5 входят: — приемопередатчик ПП-5; — указатель высоты УВ-5; — две антенны АР-5 (приемная и передающая); — барореле СВУ-12-1А. Диапазон измерения высот — 0—750 м. Макси- мальная погрешность измерения истинной высоты полета самолета радиовысотомером РВ-5 во всем диапазоне высот составляет ±8% измеряемой вы- соты. Диапазон частот передатчика — 4200—4400 МГц. Вес комплекта радиовысотомера (без кабелей) — не более 10 кГ. Питание радиовысотомера осуществляется по по- стоянному току через АЗС-2, по переменному току 115 В, 400 Гц — через предохранитель СП-2. Вклю- чение радиовысотомера РВ-5 производится выклю- чателем ВГ-15К, который установлен на приборной доске командира корабля. Радиотехническая система ближней навигации и посадки РСБН-2С Система РСБН-2С работает с наземными радио- маяками СВОД (ДОРОГА) и предназначена для определения местоположения самолета в полярных координатах (азимут — дальность). Текущие дан- ные наклонной дальности в километрах и азимута в градусах относительно наземного радиомаяка вы- даются на самолете в виде непрерывных показаний прямопоказывающих приборов дальности и азимута типа ППДА-П1 и ППДА-Ш1. Эти же данные посту- пают в каналы формирования сигналов нуль-вож- дения по заданному азимуту и СРП. Измерение дальности осуществляется по принципу запрос — ответ, т. е. измерением временного интервала между своим запросным и ответным импульсом наземного ретранслятора. Измерение азимута осуществляется пассивным методом путем автоматического слеже- ния за временным положением азимутального им- пульса относительно опорных импульсов «35» и «36», которые излучаются наземным радиомаяком. Особенностью установки аппаратуры РСБН-2С на самолете Ту-134Ш является наличие двух ком- плектов пультов управления. Один комплект пуль- тов установлен на штатном рабочем месте штурма- на, другой — на одном из рабочих мест курсантов. Переключение пультов для работы со станцией осу- ществляет штурман. Управление станцией осуществляется с рабочего места штурмана и сводится к включению питания, установке заданного рабочего канала, соответству- ющего заданному наземному радиомаяку, установке заданного режима работы (АЗИМУТ или СРП), в котором обеспечивается формирование сигнала нуль-вождения, и вводу необходимых исходных данных (установка заданного азимута в режиме АЗИМУТ или дальности, азимута и ЗПУ в режиме СРП). Включение сигналов нуль-вождения на ин- дикаторы осуществляет летчик установкой в соот-
Рис. 114. Комплектовочная схема навигационно-посадочной системы РСБН-2С: / — антенна двухщелевая (передающая); 2 — антенна двухщелевая (приемная); 3 — щиток управления; 4~ приемник СПАД; 5 — выключатель СВОД. ОПОЗНАВАНИЕ — ВЫКЛ.; 6 — лампа сигнализации РАДИОГЛИССАДА ВКЛЮЧЕНА; 7 — лампа сиг- налнзацни ПОИСК ДАЛЬНОСТИ; 8 — сигнальное табло; Р —лампа сигнализации ПРОЛЕТ ЗОНЫ; 10 — лампа сигнализации о неисправности канала дальности; 11 — лампа сигнализации о неисправности канала азимута; 12 — лампа сигнализации ПОДЛЕТ К ЗОНЕ; 13 — лампа сигнализации КПП — ВКЛЮЧЕН; 14 — блок управления СРП; /5 — блок реле; 16 — блок отработки СРП; 17 — блок дальности БД; 18 — прибор ППДА-Ш1; 19— прибор ППДА-П1; 20 — датчик высоты ДВ-47; 21 — блок измерения ази- мута; 22 — переключатель НКП— КПП: 23— прибор КПП-МС; 24 — щиток летчика; 25 — щиток контроля посадки; 26— рас- пределительная коробка; 27 — передатчик СЗД; 23—РК командира экипажа; 29 - РК «Курс-МП»; 30— блок коммутации из комплекта «Курс-МП» ветствующее положение переключателя на СВР (селектор выбора систем из комплекта «Курс-МП»). Установку заданного рабочего канала посадки по маякам «Катет» и переключение станции на поса- дочный режим осуществляет летчик. Включение по- садочного режима и перестройка станции на поса- дочный канал происходят независимо от того, ка- кой режим и какая частота (канал) выбраны со щитка управления штурмана. В комплект РСБН-2С входят: — передатчик СЗД; — приемник СПАД-2; — блок дальности (БД); — блок измерения азимута; — блок отработки СРП (2 шт.); — блок управления СРП >(2 шт.); — щиток управления (2 шт.); — щиток летчика; — прибор ППДА-П1; — прибор ППДА-Ш1 (2 шт.); — блок реле; — распределительная коробка; — щиток контроля посадки; — антенны двухщелевые (приемная и переда- ющая) ; - прибор КПП-МС; — переключатель ВГ-15К НКП—КПП; — датчик высоты ДВ-47; — выключатель ВГ-15К (СВОД. ОПОЗНАВА- НИЕ—ВЫКЛ.); — 7 ламп сигнализации СЛМ-61 (ПРОЛЕТ ЗО- НЫ, ПОДЛЕТ К ЗОНЕ, КПП ВКЛЮЧЕН, КАНАЛ АЗИМУТА НЕИСПРАВЕН —2 шт„ КАНАЛ ДАЛЬНОСТИ НЕИСПРАВЕН — 2 шт.); — лампы ПОИСК ДАЛЬНОСТИ и Р/ГЛИСС. ВКЛЮЧ. на табло Т-6У2; — автомат защиты сети АЗС-15; — предохранитель СП-50; — распределительная коробка РК реле переклю- чения «Свод»; — выключатель ВГ-15К СВОД МЕСТО 1 —МЕ- СТО 3. Основные технические данные РСБН-2С: — дальность действия: на Н = 10 000 м — не ме- нее 360 км; на 77 = 5000 м — не менее 250 км; — точность определения: по дальности ±200 м; по азимуту ±0,25°; в режиме СРП±2500 м; — диапазон частот: передатчика — 772—808 МГц; приемника — 905,1—966,5 МГц; — число каналов —40. Комплектовочная схема РСБН-2С показана на рис. 114. 9: 123
Проверка РСБН-2С перед полетом Предполетная проверка РСБН-2С осуществляет- ся с помощью специальной машины, оборудованной тестерами, имитирующими работу наземных радио- маяков. Если самолет перед взлетом находится в зо- не действия соответствующего радиомаяка, провер- ка может быть осуществлена настройкой на маяк (установка соответствующего рабочего канала) с последующим наблюдением данных азимута и даль- ности, выдаваемых на приборах ППДА-П1 и ППДА-Ш1. Перед началом работы с радиомаяком необходи- мо произвести контроль и установку нулей измери- тельных схем азимута и дальности, а также уста- новку строба с помощью соответствующих кнопок- потенциометров, смонтированных на щитке управ- ления штурмана. Использование РСБН-2С в полете Управление станцией в полете заключается в своевременном вводе с места штурмана данных ча- стотных каналов радиомаяков по трассе полета, вводе данных, обеспечивающих режимы нуль-вож- дения с контролем данных, отрабатываемых на приборах ППДА-П1 (Ш1). В случае неисправности соответствующего канала или выхода из зоны дей- ствия радиомаяка загораются сигнальные лампы ПОИСК ДАЛЬНОСТИ или ПОИСК АЗИМУТА, что свидетельствует о недостоверности индикации. В режимах нуль-вождения предусмотрена выдача сигналов подлета и пролета ППМ, заданных на маршруте на лампы ПОДЛЕТ и ПРОЛЕТ ЦЕЛИ. Обеспечивается возможность инструментального пробивания облачности при полете по заданному азимуту или по сигналам курсового радиомаяка. В последнем случае на дальности около 16 км от начала ВПП в станции осуществляется автоматиче- ское переключение продольного канала (глиссады) на работу с глиссадным посадочным радиомаяком, о чем сигнализирует загорание сигнальной лампы РАДИОГЛИССАДА ВКЛЮЧЕНА. РАДИОСВЯЗНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ Связная коротковолновая радиостанция Приемопередающая коротковолновая радиостан- ция предназначена для дальней беспоисковой и бес- подстроечной телефонной и телеграфной связи эки- пажа самолета с наземными КВ радиостанциями. Радиостанция обеспечивает возможность сим- плексной связи, т. е. прием и передача осуществля- ются поочередно на одной рабочей частоте, при этом некоторые элементы схемы используются как в приемном, так и в передающем тракте. В приемном тракте сигнал с антенны поступает на вход усилителя высокой частоты (УВЧ), затем про- ходит схему тройного преобразователя частоты и поступает на демодулятор при приеме однополосно- го сигнала (ОМ) и амплитудно-манипулированного сигнала (АТ) или на амплитудный детектор при приеме амплитудно-модулированного сигнала (AM). Полученный в результате демодуляции сиг- нал звуковой частоты усиливается и подается на те- лефоны (через СПУ). В передающем тракте используются те же проме- жуточные частоты, что и в приемном, только фор- мирование сигнала происходит в обратном порядке. В режимах ОМ и ОМН напряжение микрофона, проходя через усилитель низкой частоты (УНЧ), по- дается на балансный модулятор, а с него на смеси- тель передатчика. В режиме AM напряжение с УНЧ подается на амплитудный модулятор и далее на смеситель передатчика. В телеграфном режиме при нажатии ключа напряжение несущей частоты через ключ поступает на смеситель передатчика. Получен- ное напряжение промежуточной частоты, проходя схему тройного преобразования частоты и усиления в каскадах высокой частоты, усиливается по мощ- ности и излучается через антенну. В комплект радиостанции входят: — приемопередатчик (приборы ШМк, П2Мк, ПЗМк, ШМк) с амортизационной рамой (прибор ПЮаМк); — согласующее устройство (прибор П5Мк); — пульт управления (прибор П7А1Мк); — фильтр нижних частот (прибор ППМк); — высокочастотные кабели (3 шт.); — антенна верхнего питания; — выключатель ВГ-15К (МИКРОН — ВЫКЛ.); — выключатель ВГ-15К (МИКРОН — НЕОН). Основные технические данные ра- диостанции: — диапазон частот—23-23,9999 МГц; — дальность действия в телефонном режиме — до 1000 км. Проверка радиостанции перед полетом Перед полетом радисту необходимо: — включить АЗС-10 (на левой панели автоматов защиты); — установить переключатель НЕОН — МИК- РОН (на рабочем месте радиста) в положение МИКРОН; — • установить переключатель радиосредств (на абонентском аппарате СПУ-7) в положение КВ, а переключатель СПУ—РАДИО — в положение РА- ДИО; — установить переключатель ПРМ— ПРД (на телеграфном ключе) в положение ПРМ; — включить питание радиостанции выключате- лем МИКРОН — ВЫКЛ. (на рабочем месте ради- ста), при этом на пульте управления должна заго- реться лампа НАСТР. В течение трех минут лампа НАСТР. должна погаснуть, после чего радиостан- ция будет настроена на частоту, установленную на пульте управления; — прослушать шумы приемника радиостанции или сигналы другой радиостанции; — проверить работу радиостанции, установив двустороннюю связь с наземной радиостанцией. Радиостанция готова к работе с номинальной ста- бильностью через 15 мин после включения. Для установления связи необходимо: — переключателем рода работы (на пульте уп- равления) установить требуемый режим работы ра- диостанции; — набрать частоту (ручками установки частоты) наземной радиостанции, при этом должна загореть- ся лампа НАСТР. и не более чем через 26 с погас- 124
нуть (после погасания лампы НАСТР. радиостан- ция готова к работе); — прослушать абонента и отрегулировать гром- кость регулятором ОБЩАЯ (на абонентском аппа- рате ОПУ-7). В телеграфном режиме частота сигна- ла регулируется регулятором ТОН (на пульте уп- равления) ; — перевести радиостанцию в режим передачи. В телефонном режиме нажать тангеиту. В телеграф- ном режиме установить переключатель ПРД— ПРМ (на телеграфном ключе) в положение ПРД и осу- ществлять передачу нажатием ключа. Передача, громкость которой регулируется регулятором СА- МОКОНТРОЛЬ (на пульте управления), должна прослушиваться в телефонах. В телеграфном режи- ме частота сигнала определяется положением регу- лятора ТОН (на пульте управления). Использование радиостанции в полете Управление радиостанцией в полете осуществля- ется радистом. Перед использованием радиостан- ции необходимо переключатель НЕОН — МИКРОН установить в положение МИКРОН. Выбор частоты связи и режима работы производится с пульта уп- равления так, как изложено в разделе «Предполет- ная проверка радиостанции». Летчикам, штурману и первому штурману-инструктору предоставлена возможность использования предварительно подго- товленной радиостанции в телефонном режиме (ОМ, ОМН, AM), а также прослушивания теле- графной связи в режиме АТ. Для использования радиостанции в полете необ- ходимо всем членам экипажа и первому штурману- инструктору на абонентском аппарате переключа- тель СПУ— РАДИО установить в положение РА- ДИО, а переключатель радиосредств — в положе- ние кв. Для ведения передачи в телефонном режиме (РМ, ОМН, AM) с микрофонов гарнитуры необхо- димо нажать: летчикам — кнопку РАДИО (на штурвале), радисту и штурману — ножную тангеи- ту, первому штурману-инструктору — ручную тан- геиту. Для передачи с микрофона СГУ левый летчик должен нажать микрофонную кнопку, при этом пе- реключатель ПАСС — СПУ — БП (на щитке СГУ-15) и переключатель СПУ — ЛАР (на пульте управления МС-61Б) должны быть установлены в положение СПУ. Для передачи телеграфным клю- чом радисту необходимо установить переключатель ПРМ — ПРД (па телеграфном ключе) в положение ПРД и осуществлять передачу нажатием ключа. Частоту телеграфного сигнала устанавливать регу- лятором ТОН, громкость сигнала—регуляторами ГРОМК. (при приеме) и САМОКОНТР. (при пере- даче) на пульте управления и регулятором ОБЩАЯ на абонентских аппаратах. Ультракоротковолновая (УКВ) радиостанция Р-802В Приемоперёдающая УКВ радиостанция Р-802В предназначена для беспоисковой и беоподстроечной телефонной связи экипажа самолета с командными пунктами земли, а также с экипажами других само- летов. '• Принцип действия радиостанции основан на пере- даче и приеме высокочастотного излучения, промо- дулированного на амплитуде сигналом звуковой частоты. В приемном тракте, выполненном по схеме с двой- ным преобразованием частоты, напряжение высо- кой частоты с антенны приемника поступает на уси- литель высокой частоты (УВЧ). С УВЧ напряжение подается на первый смеситель, где выделяется пер- вая промежуточная частота, которая далее подается на второй смеситель. Напряжение со второй проме- жуточной частоты подается на детектор, где выделя- ется напряжение звуковой частоты. Напряжение звуковой частоты после усиления в усилителе низ- кой частоты (УНЧ) поступает на телефоны. В передающем тракте автогенератор вырабатыва- ет напряжение высокой частоты, которое через бу- ферный усилитель поступает на усилитель мощно- сти. С усилителя мощности напряжение высокой частоты поступает в антенну и излучается. Модули- руется высокочастотный сигнал следующим обра- зом. С ларингофонов напряжение поступает на УНЧ модулятора. Усиленное напряжение подается на мо- дуляторный каскад, подключенный к усилителю мощности передатчика, где и происходит модуляция передаваемого высокочастотного сигнала. В комплект радиостанции входят: — приемопередатчик (блокАБВ); — пульт управления; — антенна АШС-И1; — выключатель 2В-200К УКВ — ВЫКЛ.; — выключатель ВГ-15К ДЦВ — УКВ от ПО-500. Основные технические данные Р-802В: — диапазон частот— 100—150 МГц; — дальность действия на Я=-=10 000 м—не менее 350 км при работе с наземной радиостанцией РАС- УКВ; — дальность действия при работе между самоле- тами на высотах полета от 500 м и выше — не менее 120 км; — число заранее настраиваемых и фиксируемых каналов связи—20. Проверка радиостанции Р-802В перед полетом Для проверки необходимо: — включить АЗСГ-10 (на левой панели автома- тов защиты); — переключатель СПУ — РАДИО (на абонентс- ком аппарате СПУ-7) установить в положение РА- ДИО, а переключатель радиосредств — в положе- ние УКВ. При этом при проверке радиостанции ле- вым летчиком переключатель ПАСС — СПУ — БП (на щитке СГУ-15) и переключатель СПУ—ЛАР (на пульте управления МС-61Б) должны быть ус- тановлены в положение СПУ; — включить питание выключателем 2В-200К УКВ — ВЫКЛ. (на электрощитке левого летчика) .и прогреть радиостанцию в течение 3—5 мин после включения; — на пульте управления (на верхней радиопане- ли в кабине летчиков) выбрать канал работы на- земной радиостанции; — переключатель ПШ (на пульте управления) установить в положение ВЫКЛ.; 125
— ирослушать шумы приемника радиостанции или сигналы другой радиостанции; — установить двустороннюю радиосвязь с назем- ной радиостанцией; при передаче нажимать кнопку РАДИО (на штурвале), при приеме отпускать ее; — уровень громкости устанавливать регулятором ГР’ОМК. (на пульте управления) и регулятором ОБЩАЯ (на абонентском аппарате СПУ-7). Ис пользование радиостанции Р-802В в полете В полете члены экипажа должны установить на абонентском Аппарате переключатель СПУ—РА- ДИО в положение РАДИО, а переключатель радио- средств — в положение УКВ, после чего будет осу- ществляться прием. При использовании радиостанции левым летчи- ком переключатель ПАСС — СПУ — БП (на щитке СГУ-15) и переключатель СПУ — ЛАР (на пульте управления МС-61Б) должны быть установлены в положение СПУ. Для ведения передачи с микрофона гарнитуры летчики должны нажать кнопку РАДИО, радист и штурман — ножную тангеиту, а инструктор — руч- ную тангеиту. Для передачи с микрофона СГУ левый летчик должен нажать микрофонную кнопку. Радиостанция Р-832 дециметровых волн (ДЦВ) Приемопередающая ДЦВ радиостанция Р-83,2 предназначена для обеспечения бесподстроечной и беспоиско'вой радиосвязи экипажа самолета с на- земными командными пунктами и экипажами дру- гих самолетов. Радиостанция работает в симплескном режиме, т. е. прием и передача осуществляются поочередно на одной рабочей частоте, при этом некоторые эле- менты схемы используются как в приемном, так и в передающем тракте. В приемном тракте принятый сигнал с антенны поступает на вход усилителя высокой частоты, про- ходит схему тройного преобразования частоты, уси- ливается и подается на детектор сигнала. Напряже- ние звуковой частоты, выделенное в детекторе, по- дается на усилитель низкой частоты и с его выхода поступает на телефоны. В передающем тракте напряжение гетеродина и кварцевого генератора после прохождения схемы тройного преобразования частоты усиливается в каскадах высокой частоты, проходит через усили- тель мощности и излучается через антенну. Моду- лирующее напряжение звуковой частоты с микро- фонов после усиления .в каскадах низкой частоты подается на усилитель .мощности. В комплект радиостанции входят: — приемопередатчик (блокАБВ); — пульт управления (блок 60); — фильтр (блок 28); — согласующее устройство (блок 53); — антенна АШС-ИД; выключатель ДЦВ — ВЫКЛ.; — вентилятор ДВ-3. Основные технические д а н н ы е Р-832: — Диапазон частот — от 220 до 389, 950 МГц; — число фиксированных частот при разносе — 50 кГц—3400; — дальность действия на // = 10 000 м—350 км. Проверка Р-832 перед полетом Перед полетом необходимо: — включить АЗСГ-10 (на левой панели АЗС); — переключатель СПУ — РАДИО (на абонен- тском аппарате СПУ-7) установить в положение РАДИО, а переключатель радиосредств — в поло- жение ДЦВ, при этом при использовании радио- станции левым летчиком переключатель ПАСС — СПУ — БП (на щитке СГУ-15) и переключатель СПУ — ЛАР (на пульте управления МС-61Б) долж- ны быть установлены в положение СПУ; — • включить питание выключателем ДЦВ — ВЫКЛ. (на электрощитке командира экипажа) и прогреть радиостанцию в течение 3—4 мин после включения; — на пульте управления (на верхней радиопане- ли кабины летчиков) выбрать канал работы радио- станции аэродрома вылета; — выключатель ПШ (на пульте управления) ус- тановить в положение ВЫКЛ.; — прослушать шумы приемника радиостанции или сигналы другой радиостанции; — установить двустороннюю радиосвязь с назем- ной радиостанцией или радиостанцией другого са- молета, при передаче нажимать кнопку РАДИО (на штурвале), а при приеме отпускать ее; — уровень громкости устанавливать регулятором ОБЩАЯ (на абонентском аппарате СПУ-7). Использование радиостанции Р-832 в полете При использовании радиостанции в полете члены экипажа должны установить (на абонентском аппа- рате) переключатель СПУ — РАДИО в положение РАДИО, а переключатель радиосредств — в поло- жение ДЦВ, после чего будет осуществляться при- ем. При таком использовании радиостанции коман- диром экипажа переключатель ПАСС — СПУ — БП (на щитке СГУ летчика) и переключатель СПУ — ЛАР (на пульте управления МС-61Б) должны быть установлены в положение СПУ. Включение подави- теля шумов осуществляется переключателем ПШ (на пульте управления). Для ведения передачи с микрофона гарнитуры летчики должны нажать кнопку РАДИО, радист и штурман ножную, а первый штурман-инструктор — ручную тангеиты. Для передачи с микрофона СГУ командир экипа- жа нажимает микрофонную кнопку. Самолетное переговорное устройство СПУ-7 СПУ-7 предназначено для внутренней телефонной связи между членами экипажа, для выхода их на бортовые радиосредства внешней связи (радиостан- ции Р-8О2В, Р-832 и «Микрон») и навигации (АРК-15, «Курс-МП», АРК-П, РВ-5, РСБН-2С), для внутренней связи между учебными местами и местами инструкторов, а также для выхода на бор- товые радиосредства с учебных мест (АРК-11, Р-836, УС-8, РСБН-2С). 126
Принцип действия СПУ-7 основан на подключе- нии телефонов и микрофонов гарнитур абонентов к сети внутренней связи или к тем радиосредствам, на которые установлен переключатель радиосредств на абонентском аппарате. При ведении внутренней связи звуковой сигнал, преобразованный микрофо- ном в электрический, усиливается усилителем СПУ-7 и через абонентские аппараты подается «а телефоны гарнитур абонентов, где преобразуется в звуковые колебания. При выходе на внешнюю связь телефоны абонента через абонентский аппарат под- ключаются к выходу приемника радиостанции, вы- бранной переключателем радиосредств, а микрофон абонента при нажатии кнопки РАДИО (тангеиты) подключается к входу модулятора передатчика той же радиостанции. При этом абоненту с помощью специального трансформатора обеспечивается при ведении внешней связи прослушивание с понижен- ной громкостью внутрисамолетных переговоров дру- гих абонентов, и наоборот, при внутренней связи — (прослушивание с пониженной громкостью информа- ции с приемника радиостанции, выбранной переклю- чателем радиосредств. При циркулярном вызове (нажатием кнопки ЦВ) осуществляется принуди- тельное подключение гарнитур всех абонентов к се- ти внутренней связи с сохранением каждому (с по- ниженной громкостью) прослушивания приемника, выбранного переключателем радиосредств. В комплект СПУ-7 входят: — усилитель ((2 шт.); — абонентский аппарат (15 шт.); — четырехконтактная кнопка К-4М (18 шт.); — четырехконтактный гнездовой полуразъем подключения (шлемофона (14 шт.); — абонентская переговорная точка инструктора № 2; — абонентская переговорная точка для наземно- го обслуживания (5 шт.); — распределительная коробка РК СПУ (штат- ная); — распределительная коробка РК СПУ (учеб- ная) ; — выключатель ВГ-Г5К СПУ — ВЫКЛ. (2 шт.); — концевой выключатель А-812В; — реле отключения в полете абонентских перего- ворных точек; — реле циркулярного вызова радистом; — реле переключения абонентского аппарата учебного места № 9 в основную систему СПУ; — реле переключения абонентского аппарата ин- структора в основную систему СПУ; — резистор МЛТ-0,5-480-11-Б (14 шт.); — выключатель ВГ-15К ПОДКЛЮЧЕНИЕ МЕСТА 9 В СПУ; — переключатель ВГ-15К СПУ ШТАТНОЕ — УЧЕБНОЕ; — резистор СП-1-1А-47К ±20% — ОС-5-20 (6 шт.). Проверка СПУ-7 перед полетом Проверка СПУ-7 производится всеми членами экипажа, а также с абонентских аппаратов инструк- торов и всех рабочих мест в следующем порядке: — включить АЗС-5 СПУ-7 на левой панели АЗС - (для штатного СПУ) и на электрощитке учебного места № 2 (для учебного СПУ); — включить питание СПУ-7 выключателями СПУ — ВЫКЛ. на левом электрощитке штурмана (для штатного СПУ) и на электрощитке учебного места № 2 (для учебного СПУ); — установить переключатели СПУ — РАДИО (на абонентских аппаратах) в положение СПУ; — установить двустороннюю внутреннюю связь между всеми членами экипажа, первым и вторым штурманами-инструкторами, учебными местами №2 и 6 в сети штатного СПУ; третьим штурманом-инст- руктором, учебными местами № 3, 4, 5, 7, 8, 9 и 10 в сети учебного СПУ, нажимая кнопку РАДИО (тангеиту) при передаче и отпуская ее при приеме; третьему штурману-инструктору проверить выход в сеть штатного СПУ; — проверить выход на внешнюю радиосвязь и прослушивание навигационных приемников с тех абонентских аппаратов, где это предусмотрено, ус- тановив переключатель СПУ—РАДЙО в положе- ние РАДИО; при передаче нажимать кнопку РА- ДИО (тангеиту), при приеме отпускать; проверку СПУ-7 и соответствующих радиосредств произво- дить одновременно; — летчикам проверить переход с внешней связи на внутреннюю с помощью кнопки СПУ; — проверить циркулярный вызов со всех абонен- тских аппаратов. При проверках установить требуемую громкость регуляторами ОБЩАЯ и ПРОСЛ. на абонентских аппаратах. Использование СПУ-7 в полете Для прослушивания сети внутренней связи необ- ходимо установить переключатель СПУ — РАДИО (на абонентском аппарате) в положение СПУ, а для передачи сообщения нажать кнопку РАДИО (тан- геиту) или кнопку СПУ (только летчикам). Для оперативного перехода с внешней связи на внутреннюю и обратно для обоих летчиков установ- лена кнопка СПУ, поэтому рекомендуется переклю- чатель СПУ — РАДИО держать в положении РА- ДИО и оперировать кнопками СПУ при внутренней связи, а РАДИО—при внешней. Для ведения внешней связи необходимо: — переключателем радиосредств на абонентском аппарате выбрать нужную радиостанцию; — переключатель СПУ — РАДИО установить в положение РАДИО; — при передаче нажимать кнопку РАДИО (тан- геиту), при приеме — отпускать. При ведении внешней связи с каждого абонентс- кого аппарата обеспечивается с пониженной гром- костью прослуш'ивание сети внутренней связи, а при ведении внутренней связи—прослушивание того радиосредства, которое выбрано переключателем радиосредств на абонентском аппарате. При этом громкость основного сигнала устанавливается регу- лятором ОБЩАЯ, а прослушиваемого — регулято- ром ПРОСЛ. Положения переключателя радиосредств на або- нентском аппарате обоих летчиков, штурмана и штурмана-инструктора соответствуют: — УКВ—выходу на УКВ радиостанцию Р-802В; — КВ — выходу на КВ радиостанцию «Микрон»; — ДПВ — выходу на ДЦВ радиостанпчю Р-832; — - РСБН-2С — выходу на систему РСБН-2С; 127
— АРК № 1—VOR № 1—выходу на радиоком- пас АРК-15 (№ 1) или на шолукомплект № 1 нави- гационно-посадочной системы «Курс-МП», в зави- симости от положения переключателей на индика- торах ИКУ-1А (для летчиков), переключателя АРК1—VOR1 на .приборной доске штурмаиа (для штурмана и правого первого штурмана-инструк- тора) ; — АРК № 2—VOR № 2 выходу на радиокомпас АРК-И (№ 2) или на полукомплект № 2 навигаци- онно-посадочной системы «Курс-МП», в зависимо- сти от положения переключателей на индикаторах ИКУ-1А (для летчиков), переключателя АРК2— VOR2 на приборной доске штурмана (для штурма- на и первого штурмана-инструктора). Положения переключателя радиосредств на або- нентском аппарате радиста соответствуют: — УКВ — выходу на УКВ радиостанцию Р-802В; — КВ—выходу на КВ радиостанцию «Микрон»; — ДЦВ—выходу на ДЦВ радиостанцию Р-832; — РСБН-2С-—выходу на систему РСБН-2С; — АРК № 1—выходу на радиокомпас АРК-15 (№ 1); — АРК № 2 — выходу на радиокомпас АРК-11 (№2). Положения переключателя радиосредств на або- нентском аппарате третьего штурмана-инструктора соответствуют: — СР — выходу на учебную КВ радиостанцию р-836 —УС-8; — РК1—выходу на радиокомпас АРК-11; — РК2—выходу на систему РСБН-2С в режимах прослушивания. На абонентских аппаратах учебных мест № 7 и 9 положение РК1 переключателя радиосредств соот- ветствует выходу на радиокомпас АРК-11. На абонентских аппаратах № 8 и 10 положение СР переключателя радиосредств соответствует вы- ходу на учебную КВ радиостанцию Р-836 — УС-8. На абонентском аппарате учебного места № 3 по- ложение РК2 соответствует выходу на систему РСБН-2С. На абонентских аппаратах учебных мест № 2, 4, 5 и 6 переключатель радиосредств не задействован. Внутренняя связь между членами экипажа (лет- чики, штурман, радист), первым и вторым штурма- нами-инструкторами, учебными местами № 2 и 6 осуществляется в сети штатного СПУ. Внутренняя связь между третьим штурманом-ин- структором, учебными местами № 3, 4, 5, 7, 8, 9 и 10 осуществляется в сети учебного СПУ. Третий штурман-инструктор может подключиться к штатному СПУ в режиме внутренней связи, уста- новив переключатель СПУ УЧЕБНОЕ — ШТАТ- НОЕ в положение ШТАТНОЕ. Вызов третьего штурмана-инструктора в штатное СПУ осуществляет штурман нажатием кнопки ВЫЗОВ ИНСТРУКТО- РА № 3, при этом у третьего штурмана-инструктора загорается лампа ВЫЗЫВАЕТ ШТУРМАН. Штурман может производить подключение або- нентского аппарата учебного места № 9 к штатному СПУ в режиме внутрисамолетной связи выключате- лем ПОДКЛЮЧЕНИЕ МЕСТА 9 В СПУ. Абонентский аппарат радиста отключен от сети внутренней связи. Для выхода радиста на внутрен- нюю связь ему необходимо нажать кнопку ЦВ на абонентском аппарате. Вызов радиста на внутрен- 128 нюю связь осуществляет штурман нажатием кнопки ВЫЗОВ РАДИСТА, при этом у радиста загорается сигнальная лампа ВЫЗЫВАЕТ ШТУРМАН. Самолетное громкоговорящее устройство (С ГУ) СГУ предназначено для прослушивания в каби- нах летчиков и штурмана с помощью громкоговори- телей всей информации, проходящей через абонен- тский аппарат СПУ-7 командира экипажа; для двусторонней телефонной связи между командиром экипажа и третьим штурманом-инструктором с ис- пользованием СПУ-7; для оповещения командиром экипажа и третьим штурманом-инструктором лиц, находящихся в учебных салопах. Основным принципом действия СГУ является уси- ление поступающей на его вход звуковой информа- ции (с микрофонов СГУ и с абонентского аппарата СПУ-7 командира экипажа) и громкоговорящее' воспроизведение ее посредством электродинамичес- ких громкоговорителей (динамиков). СГУ с помощью коммутационных элементов обес- печивает командиру экипажа выход на внешнюю и внутреннюю связь через СПУ-7 как с использовани- ем гарнитуры, так и с использованием микрофона СГУ-15 и динамиков, установленных в кабине, а также выход третьего штурмана-инструктора на двустороннюю связь с левым летчиком (с использо- ванием СПУ-7) с помощью микротелефонной трубки. В комплект СГУ входят: — щиток летчика; — щиток штурмана; — усилитель У-2 (2 шт.); — усилитель У-15П (2 шт.); — микрофон ДЭМШ-1А (2 шт.); — микротелефонная трубка ТАИ-43; — согласующий трансформатор (11 шт.); — электродинамический громкоговоритель 1ГД-18 (25 шт.); — выключатель ВГ-15К (СГУ — ВЫКЛ.); — клеммная колодка 1214НС-4 (25 шт.). Схема питания СГУ и СПУ показана на рис. 115. Проверка СГУ перед полетом Проверка СГУ производится командиром экипа- жа, штурманом и третьим штурманом-инструктором в следующем порядке: — включить АЗС-5 СГУ и СПУ-7 на левой пане- ли АЗС; — включить питание СГУ выключателями СГУ — ВЫКЛ. (на электрощитке командира экипа- жа) и СПУ — ВЫКЛ. (на левом электрощитке штурмана); — установить на щитке летчика переключатель ПАСС —СПУ —БП в положение СПУ, убедиться в воспроизведении информации громкоговорителями кабин экипажа (при проверке СПУ-7); — проверить действие регуляторов громкости громкоговорителей ДИН (на щитках летчика и штурмана); — летчику установить переключатель ПАСС — СПУ —БП в положение ПАСС и, нажав микрофон- ную кнопку, сделать сообщение в микрофон СГУ, которое должно прослушиваться в громкоговорите- лях салонов;
/ Электрощитах учебного места Ns2 Панель АЗС левая Абонентский аппарат 13 штурмана 13 Абонентский аппарат командира экипажа Абонентский аппарат учебного места №3 Абонентский аппарат учебного места №4 Абонентский аппарат учебного места №7 Абонентский ап-\ парат первого штурмана- ’ инструктора | Абонентский аппарат учебного места №8 13 Абонентский ап- парат третьего штурмана- [/| инструктора Абонентский аппарат учебного места н*/о Щиток освещения \ Абонентский ,,, аппарат 10 учебного / места №2 о Абонентский аппарат учебного места №В Усилитель СПУ-7 5 Усилитель спу Абонентский аппарат учебного места Hs3 § штатное СПУ учебное Рис. 115. Схема питания СГУ и СПУ: /--АЗС-5: 2 — выключатель СГУ; 3 — выключатель СПУ; 4 — концевой выключатель отключения абонентских переговорных точек СПУ-7 в полете; 5 — реле отключения абонентских переговорных точек; 6 — лампа ВЫЗЫВАЕТ ШТУРМАН; 7—кнопка вызова третьего штурмана-инструктора; 8 — звонок ВЫЗЫВАЕТ ШТУРМАН; 9 — кнопка вызова радиста; 10 — переключатель абонентского аппарата' учебного места № 9 в штатное СПУ; 11 — переключатель абонентского аппарата третьего штурмана-ин- структора в штатное СПУ; 12 — реле переключения абонентского аппарата третьего штурмана-инструктора в штатное СПУ; 13 — реле переключения абонентского аппарата учебного места № 9 в штатное СПУ 129
— третьему штурману-инструктору сделать сооб- щение ;в микрофон СГУ, .нажимая микрофонную кнопку (сообщение должно прослушиваться в гром- коговорителях салонов); — летчику проверить сигнализацию вызова третьего штурмана-инструктора и двустороннюю связь с ним, для чего установить переключатель ПАСС — СПУ — БП в положение БП, при этом у третьего штурмана-инструктора должен зазвенеть звонок; нажимая кнопку микрофона СГУ при пере- даче и отпуская при приеме, переговорить с инст- руктором, при этом переключатель СПУ — РАДИО (на абонентском аппарате летчика) должен быть установлен в положение СПУ, инструктору разгова- ривать через микрофонную трубку, нажимая тан- геиту трубки при передаче и отпуская при приеме. Использование СГУ в полете Использование СГУ командиром экипажа сводит- ся к выполнению вышеизложенных операций с мик- рофоном СГУ-15, щитком летчиков и абонентским аппаратом СПУ-7. Громкость прослушивания лет- чиков регулируется регулятором ДИН (на щитке летчиков) и регулятором ДИН на щитке штурмана (в кабине штурмана). Нормальное положение пере- ключателя ПАСС — СПУ — БП должно быть СПУ. В этом положении .командир экипажа кроме гарни- туры может использовать микрофон СГУ-15 для ве- дения внутренней и внешней связи, нажимая микро- фонную кнопку при передаче и отпуская при прие- ме, при этом режимы внешней и внутренней связи устанавливаются на аппарате СПУ-7, как обычно. Для вызова третьего штурмана-инструктора и связи с ним необходимо установить переключатель ПАСС — СПУ — БП (на щитке летчика) в положе- ние БП, а переключатель СПУ — РАДИО (на або- нентском аппарате) — в положение СПУ. При этом передачу сообщений третьему штурману-инструкто- ру командир экипажа может производить как с мик- рофона СГУ (нажимая микрофонную кнопку), так и микрофона гарнитуры (нажимая кнопку СПУ или РАДИО). Третий штурман-инструктор при получении вызо- ва от командира экипажа (звонком) должен снять микротелефонную трубку и при произнесении сооб- щения нажать тангеиту на ней. Для передачи сообщений в учебные салоны ко- мандир экипажа переключатель ПАСС — СПУ — БП устанавливает в положение ПАСС, передачу производит с микрофона СГУ, на- жимая микрофонную кнопку. Передачу сообщений в учебные салоны третий ин- структор производит с микрофона СГУ, нажимая микрофонную кнопку. Магнитофон МС-61Б Магнитофон МС-61Б (рис. 116) предназначен для записи информации, принимаемой и передаваемой командиром экипажа по сетям внутренней и внеш- ней связи или только для записи речи указанного члена экипажа с микрофона гарнитуры АГ-2. В режимах НЕПРЕРЫВНАЯ РАБОТА и АВТО- ПУСК в телефонах гарнитуры АГ-2 командира эки- пажа должна прослушиваться записываемая ин- формация. 130 В положении СПУ переключателя СПУ —ЛАР. обеспечиваются одновременно запись информации и выход командира экипажа с гарнитуры АГ-2 па внутреннюю или внешнюю связь (в зависимости от положений органов управления на СПУ-7). Рис. 116. Магнитофон МС-61: / — кабель переходный; 2 — щиток СГУ командира экипажа; 3 — пульт управления; 4 — блок магнитофона В положении ЛАР. осуществляется только запись речи с микрофона гарнитуры АГ-2 командира эки- пажа. В этом случае для других членов экипажа не- возможен выход с гарнитуры АГ-2 на внутреннюю и внешнюю связь для передачи сообщений. Принцип работы МС-61Б основан на магнитной записи сигналов звуковой частоты на ферромагнит- ный проволочный звуконоситель. Звуковой сигнал, преобразованный ларингофоном или микрофоном в электрический, после усиления создает переменный магнитный поток перед зазо- ром записывающей головки, изменяющийся в соот- ветствии со звуковым сигналом. Этот магнитный по- ток намагничивает до различного уровня звуконоси- тель, равномерно движущийся перед зазором запи- сывающей головки. Таким образом, звуковой сигнал фиксируется на звуконосителе в виде остаточной индукции, изменя- ющейся по длине звуконосителя в соответствии со звуковым сигналом. Проверка МС-61Б перед полетом Для проверки магнитофона МС-61 Б необходимо: — включить АЗС-5 СГУ — МС-61Б (на левой па- нели АЗС); — установить переключатель СПУ — ЛАР. (на пульте управления) в положение СПУ; — включить питание магнитофона выключателем ВКЛ.— ВЫКЛ. (на пульте управления), при этом должна загореться лампа подсвета; — - установить необходимую яркость подсвета ре- гулятором на пульте управления; — установить переключатель АВТОПУСК—НЕ- ПРЕРЫВНАЯ РАБОТА в положение НЕПРЕРЫВ- НАЯ РАБОТА, при этом должна загореться сиг- нальная лампа ЗАПИСЬ (на пульте управления); — установить переключатель АВТОПУСК — НЕ- ПРЕРЫВНАЯ РАБОТА в положение АВТОПУСК, при этом лампа ЗАПИСЬ должна погаснуть и сно- ва загореться только во время поступления звуко- вой информации к командиру экипажа или от него и погаснуть после окончания информации. В режи-
мах НЕПРЕРЫВНАЯ. РАБОТА и АВТОПУСК в телефонах гарнитуры командира экипажа должна прослушиваться регулируемая информация. Использование! магнитофона МС-6ГБ в полете Для использования магнитофона в полете необхо- димо: — включить магнитофон выключателем ВКЛ.— ВЫКЛ., при этом загорается лампа подсвета; — переключатель СПУ — ЛАР. установить в по- ложение СПУ; , 4т переключатель АВТОПУСК — НЕПРЕРЫВ- НАЯ РАБОТА установить в положение НЕПРЕ- РЫВНАЯ РАБОТА (при взлете и посадке) или АВТОПУСК (на маршруте). Переключатель СПУ —ЛАР. должен находиться во время полета в положении СПУ, так как в положении переключате- ля ЛАР. командир экипажа не может передавать сообщения по сетям внутренней и внешней связи, будет осуществляться только запись речи с микро- фона гарнитуры командира экипажи,
ЛИСТ УЧЕТА ВНЕСЕННЫХ ИЗМЕНЕНИИ И ДОПОЛНЕНИЙ о в о в £ Дата Номер листа изменений или бюллетеня, кем выпущен и с какой серии Часть, глава, раздел Кем внесена запись • 132
о О О О £ Дата Номер листа изменений или бюллетеня, кем выпущен и с какой серии Часть, глайа, раздел Кем внесена запись 133
№ по пор. Дата ' f'""—1 11 <—— : .Номер листа изменени i '1 кем выпущен и с .1 5 или бюллетеня, ? какой серии Часть, глава, раздел ' Kei^i внесена, запись- ,1 [ j 1 $ 1 1 1 i ! i i । ; ! : i , । 5 j f I ' ! ’ ; 1 ! t 134
ОГЛАВЛЕНИЕ Стр. РАЗДЕЛ ПЕРВЫЙ ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА Глава I. Геометрические данные......................3 Глава II. Весовые и центровочные данные .... 4 Глава III. Летные данные............................5 Глава IV. Данные силовой установки..................6 РАЗДЕЛ ВТОРОЙ ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИКИ САМОЛЕТА Глава I. Аэродинамическая компоновка и основные аэродинамические характеристики самолета .... 7 Глава II. Устойчивость и управляемость самолета и осо- бенности его пилотирования . . . . . . .11 Статическая устойчивость самолета по скорости ... — Поведение самолета на больших углах атаки ... 14 Минимальная скорость полета..................15 Допустимые перегрузки при вертикальном маневре . Гб Допустимые угла крена в полете................— Боковая устойчивость и управляемость..........— Уход на второй круг..............................18 РАЗДЕЛ ТРЕТИЙ ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ ПО САМОЛЕТУ, СИЛОВОЙ УСТАНОВКЕ И ОБОРУДОВАНИЮ Глава I. Самолет и его системы......................19 Планер........................................... Фюзеляж........................................ Крыло . . ................................ Оперение....................................... Вертикальное оперение ......................... Горизонтальное оперение ....................... Шасси................................................23 Передняя нога шасси................................24 Управление поворотом колес передней ноги шасси — Электросхема управления поворотом колес передней ноги шасси . 27 Главные ноги шасси.................................29 Управление самолетом ................................ — Системы продольного, путевого и поперечного управ- ления самолетом ................................30 Гидравлическое оборудование ........................ 33 Основная гидравлическая система . . .35 Управление интерцепторами.....................— Управление стеклоочистителями ....................— Управление гидроусилителем руля направления . . 35 Тормозная гидравлическая система...............36 Гидравлический бак основной гидросистемы . . — Гидравлический бак тормозной гидросистемы . . — Дренажный бачок основной гидросистемы . — Дренажный бачок тормозной гидросистемы ... — Стр. Автономная гидросистема...........................37 Автоматическое включение автономной гидроси- стемы .......................................— Принудительное включение автономной гидроси- стемы ......................................38 Проверка гидравлических систем перед полетом и эксплуатация их в полете..........................— Система сжатого воздуха.............................— Противообледенительная система .................... — Противообледенитель крыла и киля...................— Противообледенители воздухозаборников, лопаток входных направляющих аппаратов (ВНА) и коков двигателей.......................................42 Противообледенитель стабилизатора ................ — Противообледенитель стекол..................— Сигнализатор обледенения РИО-3..............— Система кондиционирования воздуха (СКВ) ... 46 Системы вентиляции и обогрева..............— Системы автоматического регулирования давления воздуха в герметической кабине.............49 Системы автоматического регулирования температу- ры воздуха.................................53 Органы управления, приборы контроля и сигнализа- ция системы кондиционирования воздуха ... 54 Проверка системы кондиционирования воздуха перед полетом......................................... — Эксплуатация системы кондиционирования воздуха 57 Эксплуатация системы кондиционирования воздуха в жаркое время года................................— Эксплуатация системы кондиционирования воздуха в холодное время года........................58 Контроль за работой системы регулирования давления 59' Кислородное оборудование .......................... — Стационарное кислородное оборудование . . . . — Изделия стационарного кислородного оборудования 61' Переносное кислородное оборудование .... — Глава II. Силовая установка...........................62 Гондола двигателей..................................— Двигатель Д-30 II серии............................64 Краткая характеристика двигателя ................ — Принцип работы двигателя.........................65 Система запуска двигателя........................66 Контрольно-измерительные приборы..................— Системы сигнализации..............................— Топливная система..................................68 Система заправки топливом под давлением (центра- лизованная заправка)..............................— Порядок заправки топлива под давлением . — Порядок заправки топлива через заправочные гор- ловины баков....................................73 Система автоматики расхода и измерения топлива СЭТС-470А.........................................— 135
Стр. Стр. Проверка системы автоматики расхода и измерения топлива СЭТС-470А под током..................73 Проверка работоспособности автоматов расхода топлива........................................75 Проверка работоспособности автомата заправки топлива ....................................... — Проверка клапанов перекачки топлива .... — Проверка герметичности пожарного крана ... 76 Автоматическое управление расходом топлива в по- лете .......................................— Система контроля расхода топлива................— Масляная система................................— Агрегаты масляной системы......................—- Вспомогательная силовая установка (ВСУ) .... — Система обогрева ВСУ...........................80 Противопожарное оборудование.....................81 Система пожаротушения в гондолах двигателей и отсеке ВСУ.....................................— Система пожаротушения внутри двигателей ... — Тушение пожара в кабинах.......................82 Проверка противопожарной системы перед полетом — Глава III. Авиациоииое оборудование . Электрооборудование ................. Система постоянного тока . . . . 83 Система переменного однофазного тока 115 В, 400 Гц 86 Основная система переменного однофазного тока 115 В, 400 Гц................................— Дополнительная система переменного однофазного тока 115 В, 400 Гц.............................88 Система переменного трехфазного тока 36 В, 400 Гц — Управление системами электроснабжения .... — Включение аэродромного питания постоянного то- ка в сеть самолета.............................— Включение аккумулятора в сеть...............89 Управление ВСУ и включение генератора ВСУ в сеть.........................................— Включение генераторов ГС-18ТО в сеть .... — Управление основной сетью основной системы пере- менного тока 115 В, 400 Гц ......................— Управление вспомогательной сетью основной системы переменного тока 115 В, 400 Гц..................90 Управление аварийной сетью основной системы пере- менного тока 1,15 В, 400 Гц......................— Управление основной сетью дополнительной системы переменного тока 115 В, 400 Гц...................— Управление вспомогательной сетью дополнительной системы 115 В, 400 Гц............................— Управление основной сетью основной системы пере- менного тока 36 В, 400 Гц........................— Управление вспомогательной сетью основной системы переменного тока 36 В, 400 Гц....................— Управление аварийной сетью переменного тока 36 В, 400 Гц ... ...................................91 Внешнее освещение..................................— Внутреннее освещение...............................— Освещение кабины летчиков........................— Освещение кабины штурмана........................— Освещение салона................................92 Освещение бытовых помещений......................— Освещение технических отсеков и багажных отделе- ний .............................................— Внутрисамолетная сигнализация . Сигнализация опасных режимов . Приборное оборудование . . . . Приборные доски............... Приборные дос^|летчиков . Приборная доска командира экйпажа .... 93 Приборная доска второго летчика .... 94 Средняя приборная доска летчиков .... 95 Верхний приборный щиток летчиков .... 96 Приборная доска штурмана.....................97; Щиток мотоприборов и ВСУ......................98 Система питания барометрических приборов . . , 100 Барометрические приборы..........................— Компас КИ-13...................................102 Дистанционный авиагоризонт АГД-1.................— Включение авиагоризонта АГД-1.................ЮЗ Автомат углов атаки и перегрузок с сигнализацией (АУАСП-15КР)...................................— Проверка работы АУАСП-15КР...................105 Оборудование электронной автоматики................— Курсовая система КС-8............................— Центральная гировертикаль ЦГВ-5 (учебная) . . . 106 Навигационная автономная система НАС-1А6К . . 107 Бортовая система управления заходом на посадку (БСУ-ЗП)......................................- Автопилот АП-6ЕМ-ЗП................... 108 Проверка автопилота перед полетом .... 109 Пилотажно-навигационная система «Путь-4МПА» — Проверка системы «Путь-4МПА» перед полетом — Автомат триммирования АТ-2..........................112 Проверка автомата триммирования АТ-2 перед по- летом ................................ .. . .114 Использование системы БСУ-ЗП при полете по марш- руту ..........................................115 Использование системы БСУ-ЗП при автоматическом заходе на посадку .............................. — Использование системы БСУ-ЗП при заходе на посад- ку по командным стрелкам.........................— Самописец КЗ-63................................— Самописец МСРП-12 ....................................— Выключатель коррекции ВК-53РЩ..................118 Рентгенометр...................................— Глава IV. Радиоэлектронное оборудование . . . .119 Радионавигационное оборудование ....................... — Автоматический радиокомпас АРК-15 (№ 1) . . . — Навигационно-посадочная система «Курс-МП» . . — Радиовысотомер РВ-5............................122 Радиотехническая система ближней навигации и по- садки РСБН-2С....................................— Проверка РСБН-2С перед полетом .... 124 Использование РСБН-2С в полете...................— Радиосвязное оборудование ............................. — Связная коротковолновая радиостанция .... — Проверка радиостанции перед полетом .... — Использование радиостанции в полете .... 125 Ультракоротковолновая (УКВ) радиостанция Р-802В — Проверка радиостанции Р-802В перед полетом . . — Использование радиостанции Р-802В в полете . .126 Радиостанция Р-832 дециметровых волн (ДЦВ) . . — Проверка Р-832 перед полетом..................— Использование радиостанции Р-832 в полете . . — Самолетное переговорное устройство СПУ-7 ... — Проверка СПУ-7 перед полетом.................127 Использование СПУ-7 в полете..................— Самолетное громкоговорящее устройство (СГУ) . . 128 Проверка СГУ перед полетом....................— Использование СГУ в полете...................130 Магнитофон МС-61Б...............................— Проверка МС-61Б перед полетом.................— Использование магнитофона МС-61Б в полете . . 131 Лист учета внесенных изменений и дополнений . . . 132. 93 136
ПЕРЕЧЕНЬ 2
Действующая типовая эксплуатационная и техническая документация самолетов типа Ту-134, не вошедшая в Перечень № 1
| № п/п |
Наименование документа |
|---|---|
| 1.0 | Инструкция по эксплуатации самолета Ту-134А: |
| 1.1 | Книга I. Характеристики самолета и руководство по летной эксплуатации и центровке |
| Часть I. Характеристики самолета | |
| Часть II. Руководство по летной эксплуатации. Книга первая и вторая (поставляется ГосНИИ ГА). | |
| Часть III. Руководство по центровке и загрузке. | |
| 1.2 | Книга II. Планер, бытовое и аварийно-спасательное оборудование. |
| 1.3 | Книга III. Силовая установка (2 тома). |
| 1.4 | Книга IV. Управление самолетом. Шасси. Гидравлическое оборудование. |
| Часть I. Управление самолетом. | |
| Части II, III. Шасси. Гидравлическое оборудование. | |
| 1.5 | Книга V. Высотное, кислородное оборудование. Противообледенительная система. |
| 1.6 | Книга VI. Электрооборудование, приборное оборудование и электронная автоматика. |
| Часть I. Электрооборудование. | |
| Часть II. Приборное оборудование и электронная автоматика. | |
| 1.7 | Книга VII. Радиооборудование. |
| 1.8 | Книга VIII. Аэродромное обслуживание. |
| 1.9 | Книга IX. Наземное оборудование. |
| 1.10 | Дополнение к инструкции по эксплуатации для самолетов с системой АБСУ-134. |
| 1.11 | Дополнение к инструкции по эксплуатации самолетаТу-134А для самолета Ту-134Б (Книги II, III, V, VI, VII, VIII). |
| 1.12 | Книга X. Дополнение к инструкции по эксплуатации самолетаТу-134А для самолетов, выполненных в салонном варианте. |
| 2.1 | Руководство по технической эксплуатации авиационного двигателя Д-30 III серии. |
| 2.2 | Двигатель ТА-8 Руководство по технической эксплуатации. |
| 2.3 | Техническое описание. Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30 II серии. |
Примечание:
Согласно ФАП-145 п. 9.1 организация по ТО и Р должна иметь необходимую документацию по поддержанию летной годности ВС, чтобы выполнять работы сферы деятельности должным образом.
Загрузить перечни в формате MS Word
|
1) Системы продольного, поперечного и путевого управления самолётом. 1) Systems of longitudinal, transverse and directional control of the aircraft. |
Дата: 10.01.2024 Владелец: BigSeXy Содержит: 275 элементов |
Страница:
1
2
3
4
5
6
…
31
- Артикул:00-01043476
- Автор: ред. Ванчурина В.К.
- Обложка: Твердый переплет
- Издательство: Военное издательство (все книги издательства)
- Город: Москва
- Страниц: 138
- Формат: 60х90//8
- Год: 1975
- Вес: 615 г
Описание
Отзывы
Развернуть ▼
В книге изложены краткие сведения по самолету Ту-134Ш, его системам, оборудованию и их техническая эксплуатация.
Содержание
Раздел первый Основные данные самолета
Глава I. Геометрические данные
Глава II. Весовые и центровочные данные
Глава III. Летные данные
Глава IV. Данные силовой установки
Раздел второй Особенности аэродинамики самолета
Глава I. Аэродинамическая компоновка и основные аэродинамические характеристики самолета
Глава II. Устойчивость и управляемость самолета и особенности его пилотирования
Статическая устойчивость самолета по скорости
Поведение самолета на больших углах атаки
Минимальная скорость полета
Допустимые перегрузки при вертикальном маневре
Допустимые угла крена в полете
Боковая устойчивость и управляемость
Уход на второй круг
Раздел третий Основные сведения по самолету, силовой установке и оборудованию
Глава I. Самолет и его системы
Планер
Фюзеляж
Крыло
Оперение
Вертикальное оперение
Горизонтальное оперение
Шасси
Передняя нога шасси
Управление поворотом колес передней ноги шасси
Электросхема управления поворотом колес передней ноги шасси
Главные ноги шасси
Управление самолетом
Системы продольного, путевого и поперечного управления самолетом
Гидравлическое оборудование
Основная гидравлическая система
Управление интерцепторами
Управление стеклоочистителями
Управление гидроусилителем руля направления
Тормозная гидравлическая система
Гидравлический бак основной гидросистемы
Гидравлический бак тормозной гидросистемы
Дренажный бачок основной гидросистемы
Дренажный бачок тормозной гидросистемы
Автономная гидросистема
Автоматическое включение автономной гидросистемы
Принудительное включение автономной гидросистемы
Проверка гидравлических систем перед полетом и эксплуатация их в полете
Система сжатого воздуха
Противообледенительная система
Противообледенитель крыла и киля
Противообледенители воздухозаборников, лопаток входных направляющих аппаратов (ВНА) и коков двигателей
Противообледенитель стабилизатора
Противообледенитель стекол
Сигнализатор обледенения РИО-3
Система кондиционирования воздуха (СКВ)
Системы вентиляции и обогрева
Системы автоматического регулирования давления воздуха в герметической кабине
Системы автоматического регулирования температуры воздуха
Органы управления, приборы контроля и сигнализация системы кондиционирования воздуха Проверка системы кондиционирования воздуха перед полетом
Эксплуатация системы кондиционирования воздуха
Эксплуатация системы кондиционирования воздуха в жаркое время года
Эксплуатация системы кондиционирования воздуха в холодное время года
Контроль за работой системы регулирования давления
Кислородное оборудование
Стационарное кислородное оборудование
Изделия стационарного кислородного оборудования
Переносное кислородное оборудование
Глава II. Силовая установка
Гондола двигателей
Двигатель Д-30 II серии
Краткая характеристика двигателя
Принцип работы двигателя
Система запуска двигателя
Контрольно-измерительные приборы
Системы сигнализации
Топливная система
Система заправки топливом под давлением (централизованная заправка)
Порядок заправки топлива под давлением
Порядок заправки топлива через заправочные горловины баков
Система автоматики расхода и измерения топлива СЭТС-470А
Проверка системы автоматики расхода и измерения топлива СЭТС-470А под током
Проверка работоспособности автоматов расхода топлива
Проверка работоспособности автомата заправки топлива
Проверка клапанов перекачки топлива
Проверка герметичности пожарного крана
Автоматическое управление расходом топлива в полете
Система контроля расхода топлива
Масляная система
Агрегаты масляной системы
Вспомогательная силовая установка (ВСУ)
Система обогрева ВСУ
Противопожарное оборудование
Система пожаротушения в гондолах двигателей и отсеке ВСУ
Система пожаротушения внутри двигателей
Тушение пожара в кабинах
Проверка противопожарной системы перед полетом
Глава III. Авиационное оборудование
Электрооборудование
Система постоянного тока
Система переменного однофазного тока 115 В, 400 Гц
Основная система переменного однофазного тока 115 В, 400 Гц
Дополнительная система переменного однофазного тока 115 В, 400 Гц
Система переменного трехфазного тока 36 В, 400 Гц
Управление системами электроснабжения
Включение аэродромного питания постоянного тока в сеть самолета
Включение аккумулятора в сеть
Управление ВСУ и включение генератора ВСУ в сеть
Включение генераторов ГС-18ТО в сеть
Управление основной сетью основной системы переменного тока 115 В, 400 Гц
Управление вспомогательной сетью основной системы переменного тока 115 В, 400 Гц
Управление аварийной сетью основной системы переменного тока 5 В, 400 Гц
Управление основной сетью дополнительной системы переменного тока 115 В, 400 Гц
Управление вспомогательной сетью дополнительной системы 115 В, 400 Гц
Управление основной сетью основной системы переменного тока 36 В, 400 Гц
Управление вспомогательной сетью основной системы переменного тока 36 В, 400 Гц
Управление аварийной сетью переменного тока 36 В 400 Гц
Внешнее освещение
Внутреннее освещение
Освещение кабины летчиков
Освещение кабины штурмана
Освещение салона
Освещение бытовых помещений
Освещение технических отсеков и багажных отделений
Внутрисамолетная сигнализация
Сигнализация опасных режимов
Приборное оборудование
Приборные доски
Приборные доски летчиков
Приборная доска командира экипажа
Приборная доска второго летчика
Средняя приборная доска летчиков
Верхний приборный щиток летчиков
Приборная доска штурмана
Щиток мотоприборов и ВСУ
Система питания барометрических приборов
Барометрические приборы
Компас КИ-13
Дистанционный авиагоризонт АГД-1
Включение авиагоризонта АГД-1
Автомат углов атаки и перегрузок с сигнализацией (АУАСП-15КР)
Проверка работы АУАСП-15КР
Оборудование электронной автоматики
Курсовая система КС-8
Центральная гировертикаль ЦГВ-5 (учебная)
Навигационная автономная система НАС-1А6К
Бортовая система управления заходом на посадку (БСУ-ЗП)
Автопилот АП-6ЕМ-ЗП
Проверка автопилота перед полетом
Пилотажно-навигационная система «Путь-4МПА»
Проверка системы «Путь-4МПА» перед полетом
Автомат триммирования АТ-2 ]
Проверка автомата триммирования АТ-2 перед полетом
Использование системы БСУ-ЗП при полете по маршруту
Использование системы БСУ-ЗП при автоматическом заходе на посадку
Использование системы БСУ-ЗП при заходе на посадку по командным стрелкам
Самописец КЗ-63
Самописец МСРП-12
Выключатель коррекции ВК-53РШ
Рентгенометр
Глава IV. Радиоэлектронное оборудование
Радионавигационное оборудование
Автоматический радиокомпас АРК-15 (№ 1)
Навигационно-посадочная система «Курс-МП»
Радиовысотомер РВ-5 1
Радиотехническая система ближней навигации и посадки РСБН-2С
Проверка РСБН-2С перед полетом
Использование РСБН-2С в полете
Радиосвязное оборудование
Связная коротковолновая радиостанция
Проверка радиостанции перед полетом
Использование радиостанции в полете
Ультракоротковолновая (УКВ) радиостанция Р-802В
Проверка радиостанции Р-802В перед полетом
Использование радиостанции Р-802В в полете
Радиостанция Р-832 дециметровых волн (ДЦВ)
Проверка Р-832 перед полетом
Использование радиостанции Р-832 в полете
Самолетное переговорное устройство СПУ-7
Проверка СПУ-7 перед полетом
Использование СПУ-7 в полете
Самолетное громкоговорящее устройство (СГУ)
Проверка СГУ перед полетом
Использование СГУ в полете
Магнитофон МС-61Б
Проверка МС-61Б перед полетом
Использование магнитофона МС-61Б в полете
Лист учета внесенных изменений и дополнений
Оставьте отзыв о товаре