Анализ конструкции и летной эксплуатации самолета Як-42Д

Общая характеристика самолета

Самолет Як-42Д предназначенный для перевозки пассажиров, представляет собой узкофюзеляжный моноплан с низкорасположенным стреловидным крылом, Т-образным хвостовым оперением, трехстоечным шасси с передней стойкой. В хвостовой части фюзеляжа крепятся 3 двухконтурных авиадвигателя Д-36 с тягой 6500 кг на взлетном режиме.

Основные данные самолета

Длина самолета ………………………………….………… 36,215 м

Высота на стоянке ……………………………..……………… 9,83 м

Колея шасси ………………………………………..…………… 5,63 м

База шасси …………………………………………………… 14,958 м

Размах крыла ……………………….………………………… 34,88 м

Угол поперечного V крыла ……………………………………… 0°

Угол стреловидности крыла по линии 1/4 хорд ……..… 25°

Максимальная взлетная масса ………………………… 56500 кг

Максимальная посадочная масса ……..……………… 50500 кг

Максимальная коммерческая нагрузка …..………… 13500 кг

Максимальное количество пассажиров ….………………126

Максимальная скорость ……………………………… 615 км/час

Максимальная высота полета …….……………………… 9100 м

Указанные максимальные значения взлетной и посадочной масс могут быть дополнительно ограничены аэродромными условиями в зависимости от потребной дистанции взлета или посадочной дистанции или потребным запасом высоты над препятствиями, которые в некоторых случаях могут быть лимитирующими.

В исключительных случаях по усмотрению командира воздушного судна разрешается выполнять посадку с любой массой до взлетной включительно.

Планер самолета

Фюзеляж

Фюзеляж самолета представляет собой цельнометаллическую конструкцию типа полумонокок.

Длина фюзеляжа — около 32,6 м.

Максимальный диаметр фюзеляжа 3,8 м.

В передней части фюзеляжа между 1 и 7 шпангоутами располагается кабина экипажа, между 7 и 15 шпангоутами в переднем тамбуре находятся: буфет, левая входная дверь и правая служебная дверь, передний туалет и гардероб. В средней части фюзеляжа между 15 и 56 шпангоутами располагается пассажирский салон, далее до 59 шпангоута находятся задний туалет и гардероб, а в хвостовой части за 59 шпангоутом располагается входной трап, задний технический отсек и средний двигатель.

Длина пассажирского салона — около 16,8 м.

Ширина прохода между рядами пассажирских кресел — 0,45 м.

Под полом фюзеляжа располагаются: в передней части — ниша передней опоры шасси, в средней части — грузовые отсеки и ниши колес главных стоек шасси.

Для обеспечения нормальных условий в полете, кабина экипажа и пассажирский салон сделаны герметичными.

Герметизация осуществлена по обшивке фюзеляжа от шпангоута 1 до шпангоута 59, шпангоутам 1 и 59.

Примечания: Недостаточная герметизация фюзеляжа привела к снижению «потолка» (максимальной высоты) полета самолета.

Для придания планеру необходимой аэродинамической формы на самолете установлены:

— радиопрозрачный носовой кок;

— зализы между фюзеляжем и крылом;

— хвостовой кок.

Остекление кабины экипажа включает в себя 3 передних окна (лобовое и 2 боковых), которые изготовлены птицестойкими.

Для защиты от обледенения и запотевания 5 окон кабины экипажа (лобовое, боковые и 2 задних) имеют электрообогрев. Два окна представляют собой форточки, которые можно открывать при отсутствии избыточного давления.

Для предотвращения запотевания остекления кабины экипажа изнутри все окна обдуваются воздухом.

Удаление конденсата с остекления кабины экипажа осуществляется системой дренажа.

Вход пассажиров в самолет происходит по входному трапу через дверь, установленную на 59 шпангоуте.

Дверь в кабину экипажа снабжена аварийным люком, находящимся в нижней части двери. При необходимости аварийный люк выталкивается в передний тамбур.

Левая входная дверь (редко используемая) находится в передней части фюзеляжа между шпангоутами 10 и 13 и открывается наружу.

Для открывания двери необходимо нажать гашетку, расположенную на внутренней рукоятке, и, не отпуская ее, повернуть рукоятку по стрелке.

Далее необходимо вытолкнуть дверь наружу, повернуть ее на 180° и зафиксировать специальным стопором.

На земле при открывании двери обязательно отсоединять фартук аварийного трапа от пола.

Закрывание двери производится в обратном порядке.

Правая служебная дверь находится в передней части фюзеляжа, между шпангоутами 11 и 13, и открывается наружу. Служебная дверь используется для загрузки буфета-кухни.

Конструкция правой служебной двери аналогична левой входной двери.

Для эвакуации пассажиров и экипажа при аварийной ситуации самолет оснащен 2 аварийными выходами и 2 люками.

Аварийные выходы расположены между шпангоутами 27 и 29А, а аварийные люки установлены над крылом между шпангоутами 42 и 43.

Конструкция аварийных выходов аналогична правой служебной двери.

Три технологических люка, размещенных в нише передней стойки, и один эксплуатационный люк установлен в переднем грузовом отсеке на стенке шпангоута 35 попадают в зону герметизации фюзеляжа.

На правом борту фюзеляжа находятся два люка для доступа в грузовые отсеки самолета.

Положение дверей и люков контролируется по:

— желтому светосигнализатору «ДВЕРИ ОТКРЫТЫ» верхнего пульта;

— желтому светосигнализатору «ГРУЗОЛЮК ОТКРЫТ» верхнего пульта;

— зеленым лампам дверей и люков, расположенным на щитке перед входом в кабину экипажа справа. При нажатии на кнопку «КОНТРОЛЬ ПОЛОЖЕНИЯ» (на этом щитке) должны загораться лампы при закрытых дверях и люках.

— центральный огонь (ЦО) «ДВЕРИ, ФАРЫ».

В закрытом положении входной трап фиксируется замком, который открывается одной из двух ручек. Одна ручка расположена внутри самолета с левой стороны ниши входного трапа у шпангоута 60, вторая — снаружи самолета по левому борту фюзеляжа между шпангоутами 64—65.

Управление электрогидравлической системой выпуска и уборки входного трапа осуществляется электромагнитным краном от аварийной гидросистемы.

Управление электромагнитным краном осуществляется переключателем «ТРАП ВЫП.-УБОРКА», находящимся в нише входного трапа слева у шпангоута 60, рядом с рукояткой управления механической системой выпуска трапа.

Перед включением крана на выпуск необходимо снять трап с замка закрытого положения. В связи с кольцеванием полостей цилиндра при нейтральном положении крана выпуск трапа с меньшей скоростью может происходить и под собственным весом после снятия его с замка закрытого положения.

При выпущенном положении входного трапа горит сигнальное табло «ТРАП ВЫПУЩЕН» верхнего пульта и сигнальная лампа «ТРАП ВЫП.» в нише входного трапа рядом с переключателем.

Закрытие трапа снаружи самолета осуществляется переключателем «ТРАП. УБОРКА», находящимся рядом с наружной ручкой.

При отсутствии давления в гидравлической системе управления входным трапом или обесточенном положении гидрокрана возможно ручное закрытие трапа с постановкой его на замок закрытого положения.

В кабине экипажа установлены приборы и органы управления функциональными системами.

Приборное оборудование кабины экипажа размещается на:

— приборной доске;

— левом боковом пульте;

— правом боковом пульте;

— центральном пульте;

— верхнем пульте.

Крыло

Крыло самолета — стреловидное, большого удлинения, состоит из 2 консольных частей и центроплана.

Площадь крыла составляет 150 м2.

Угол установки крыла относительно строительной горизонтали фюзеляжа составляет +3°.

Средняя аэродинамическая хорда равна 4,6 м.

Кессоны крыла образованы лонжеронами, средними частями нервюр, верхними и нижними панелями обшивки.

Каждый консольный топливный бак размещен между 1 и 12 нервюрами. Нервюра 7 разделяет его на два отсека.

Нервюры-перегородки номер 1 и 12 являются стенками топливных баков.

Центропланный топливный бак представляет собой кессон, размещенный между лонжеронами, левой и правой нервюрами номер 1 и центроплана.

На каждой консоли установлены элементы основного и вспомогательного управления самолетом:

— закрылок с дефлектором;

— элерон с сервокомпенсатором на одной секции элерона и триммером на другой;

— 2 спойлера и интерцептор;

— 6 секций предкрылков.

Под носками крыла проложены вдоль переднего лонжерона трубопроводы противообледенительной системы.

На консолях крыла расположено по 2 секции элерона, связанных между собой шарнирным узлом.

Примечание: К механизации крыла (вспомогательному управлению самолетом) относятся закрылки, предкрылки и спойлеры (интерцепторы)

Выдвижные закрылки с дефлектором улучшают аэродинамические и летно-технические характеристики крыла (уменьшают скорости при взлете и посадке). На каждой консоли размещено по 2 секции закрылка. Управление закрылками электрогидромеханическое. Каждая секция закрылка выпускается и убирается двумя винтовыми механизмами.

Спойлеры, установленные на верхней поверхности крыла, обеспечивают уменьшение пробега самолета при посадке.

Интерцепторы улучшают эффективность управления самолета по крену помогая элеронам.

Предкрылки предотвращают раннее падение коэффициента подъемной силы на критических углах атаки.

Предкрылки отклоняются винтовыми механизмами с общей трансмиссией и имеют воздушно-тепловую противообледенительную систему.

Хвостовое оперение и гондолы двигателей

Оперение самолета — стреловидное, Т-образное — состоит из вертикального и горизонтального.

К вертикальному оперению относятся киль трехлонжеронной схемы и руль направления, снабженный сервокомпенсатором.

Площадь вертикального оперения — около 23,3 м2.

Угол стреловидности вертикального оперения по линии ¼ хорд — около 45°.

К горизонтальному оперению относятся управляемый стабилизатор двухлонжеронной схемы и руль высоты, снабженный триммером.

Площадь горизонтального оперения — около 29,5 м2.

Угол стреловидности горизонтального оперения по линии ¼ хорд — 25°.

В носовой части киля и стабилизатора установлена воздушно-тепловая противообледенительная система.

Управление стабилизатором электрогидравлическое дистанционное.

Максимальный угол отклонения стабилизатора на пикирование самолета — вверх +1°.

Максимальны угол отклонения стабилизатора на кабрирование самолета — вниз -12°.

На киле предусмотрены резервные механические нерегулируемые упоры, ограничивающие перемещение стабилизатора.

Гондолы двигателей включают в себя воздухозаборники и обтекатели боковых двигателей, расположенных с правой и левой стороны хвостовой части фюзеляжа.

Пилоны боковых двигателей являются силовыми звеньями между боковыми двигателями и фюзеляжем: пилоны крепятся к фюзеляжу, а к пилонам крепятся боковые двигатели.

Для подогрева боковых авиадвигателей перед запуском в условиях низких температур атмосферного воздуха на нижней створке гондол двигателей имеются люки с легкосъемной крышкой и гнезда для подсоединения шланга от наземного подогревателя.

Гидравлическая система самолета

Общие сведения

Гидравлическая система самолета Як-42Д является сочетанием двух составляющих: сети источников давления потребителей.

Источники давления гидравлической системы создают давление, регулируют величину давления и распределяют жидкость по потребителям.

Сеть потребителей — это сочетание отдельных частей, которые служат энергоприводами разного рода механизмов.

Гидравлическая система состоит из двух подсистем: основной и аварийной.

Основная гидравлическая система обеспечивает работу следующих потребителей:

— выпуск/уборку стоек шасси;

— открытие/закрытие створок главных стоек шасси;

— торможение колес;

— подтормаживание колес носовой стойки при уборке шасси;

— поворот колес носовой стойки шасси;

— управление закрылками (предкрылками);

— питание гидроусилителя РН и механизма загрузки педалей;

— выпуск/уборку спойлеров (интерцепторов);

— привод винта стабилизатора;

— управление стеклоочистителями.

Аварийная гидравлическая система самолета служит для:

— привода гайки стабилизатора;

— управления закрылками (предкрылками);

— уборки интерцепторов в аварийном режиме;

— открытия створок главных стоек шасси при их аварийном выпуске;

— аварийного выпуска стоек шасси;

— торможения колес в аварийном режиме.

На земле аварийная гидравлическая система обеспечивает управление носовым коком, выпуск/уборку заднего трапа и стояночное торможение.

Потребители гидравлических систем, влияющие на безопасность полетов, имеют дублированное гидропитание. Менее важные потребители и работающие только на земле потребители, работают от одной системы.

Примечание: Работу потребителей удобнее рассматривать при изучении соответствующих функциональных систем совместно с теми агрегатами, которыми они управляют. Поэтому в данной главе будем рассматривать в основном конструкцию и эксплуатацию источников давления гидравлической системы.

Принцип работы гидросистемы

Давление в обоих гидросистемах составляет 140—170 кг/см2.

Жидкость размещается в гидробаке, установленном в негерметичном техническом отсеке слева от ниши входного трапа.

Гидробак разделен вертикальной стенкой на два отсека: в одном размещается жидкость для основной гидравлической системы, в другом — аварийной. При потере жидкости в одном из отсеков (системе) в другом жидкость сохраняется, что обеспечивает нормальную работу соответствующей системы. Общая емкость бака составляет 48 л. В бак заправляется — 39,5 л. На баке установлена трубка со стеклом для проверки уровня жидкости. Трубка имеет черную метку толщиной 10 мм для обозначения нормальной заправки бака. На крышке бака установлен датчик системы измерения количества гидрожидкости в баке.

Для обеспечения бескавитационной работы гидронасосов независимо от высоты полета бак оборудован системой наддува, давление в которой контролируется по индикатору, расположенному в нише для внутренней ручки входного трапа.

Наддув бака производится от основных двигателей или ВСУ.

До момента запуска основных авиадвигателей Д-36 наддув бака осуществляется от ВСУ.

После запуска авиадвигателей воздух обратный клапан поступает в систему наддува бака; там он сначала проходит через осушитель, где происходит удаление влаги из него. Затем воздух проходит через фильтр, где он подвергается очистке от механических примесей, и потом поступает в понижающий редуктор, который обеспечивает на выходе необходимое давление наддува 1,8—2,5 кг/см2.

После этого пройдя обратный клапан, воздух из редуктора поступает в гидробак. В случае повышения давления в гидробаке выше максимально допустимого (3—3,3 кг/см2) срабатывает предохранительный клапан, который стравливает давление.

В основной гидравлической системе источником давления являются два механических гидронасоса НП72МВ, которые установлены на левом и среднем двигателе.

Гидронасос НП72МВ имеет регулятор производительности, который изменяет его производительность в зависимости от давления в гидравлической системе. При давлении 140—170 кг/см2 насосы переводятся на «нулевую» (минимальную) производительность. Минимальная производительность насоса необходима для охлаждения и смазки самого насоса.

Во время работы авиадвигатель приводит во вращение блок цилиндров, который, скользя по зеркалу золотника, поочередно сообщает каждое поршневое отверстие то с дуговой фрезеровкой «Б», связанной с магистралью всасывания, то с дуговой фрезеровкой «А», связанной с магистралью нагнетания.

Так как ось блока цилиндров составляет некоторый угол с осью приводного вала, при вращении вала с блоком цилиндров поршни совершают возвратно-поступательное движение. При этом в тех камерах, где поршни выдвигаются нз блока, происходит всасывание гидросмеси из магистрали всасывания, а в камерах, где поршни вдвигаются в блок, — вытеснение ее под давлением через соответствующую дуговую фрезеровку в нагнетающую магистраль.

Производительность насоса зависит от хода поршней, т.е. от угла наклона люльки. Угол наклона люльки изменяется регулятором производительности. Давление жидкости линии нагнетания подводится к торцу золотника регулятора. Другой торец золотника опирается на пружину регулятора. Пока давление, поступающее из штуцера нагнетания, уравновешивается пружиной, золотник неподвижен и давление не может поступать на сервопоршень.

Люлька удерживается пружиной в положении максимального угла, что определяет получение максимальной производительности насоса.

Когда, давление в линии нагнетания достигнет величины, достаточной для преодоления усилия пружины регулятора, золотник открывает канал подачи и жидкость под давлением перемещает сервопоршень, который разворачивает люльку, уменьшая угол ее наклона. Это приводит к уменьшению хода поршней, что дает снижение производительности насоса.

При возрастании давления в нагнетающей магистрали до максимально заданного уменьшение производительности продолжается до тех пор, пока люлька, не дойдет до упора, что соответствует режиму «минимальной» производительности.

При отказе регулятора производительности для предохранения гидросистемы от чрезмерного давления в гидравлической системе установлен предохранительный клапан, обеспечивающий сброс жидкости в линию слива при давлении 180 кг/см2. В линиях всасывания и нагнетания гидронасосов НП72МВ установлены разъемные клапаны, позволяющие производить разъединение этих магистралей без потери жидкости из гидравлической системы (при замене двигателя или гидронасоса).

Кроме того, в линии всасывания каждого насоса установлены отсечные клапаны, служащие для перекрытия потока жидкости при пожаре. Выключатели «ОТСЕЧНЫЕ КЛАПАНЫ ГИДРО» установлены на верхнем пульте. Исходное положение выключателей — «ОТКР.». В положение «ЗАКР.» включаются при пожарной опасности.

Для подключения наземной установки с целью создания давления в основной гидравлической системе предусмотрены бортовой клапан всасывания и бортовой клапан нагнетания.

К магистралям нагнетания обоих гидронасосов подключены реле давления, которые позволяют контролировать работу насосов. При понижении давления в магистрали нагнетания насоса до 40 кг/см2 реле срабатывает и включает на верхнем пульте соответствующее желтое сигнальное табло отказа гидравлической системы и ЦО «ГИДРО».

При повышении давления до 65 кг/см2 табло гаснут.

При падении давления в линии нагнетания обоих гидронасосов поступает сигнал на запись в систему МСРП-64М-2.

В линии нагнетания каждого насоса установлен обратный клапан, пропускающий жидкость под давлением только от насоса и не пропускающий ее в обратном направлении: при неработающем насосе давление жидкости от другого насоса или наземной установки к нему не подводится.

В нагнетающей линии гидросистемы от насосов к силовым приводам установлен фильтр тонкой очистки с тонкостью фильтрации 12—16 микрон.

В сливной магистрали системы на входе в гидробак также установлен фильтр тонкой очистки с тонкостью фильтрации 12—16 микрон.

Для сглаживания пульсаций давления и обеспечения выпуска спойлеров в заданное время в основной гидравлической системе установлен гидроаккумулятор с зарядным давлением азота 40 кг/см2.

Стравливание давления из основной гидравлической системы осуществляется стравливающим клапаном, размещенным на гидропанели технического отсека слева от ниши трапа.

Гидроагрегаты уборки/выпуска шасси подключаются к основной гидравлической системе через подпорный клапан, отрегулированный на давление 70 кг/см2.

Резервными источниками давления гидравлической системы являются электрические насосные станции, создающие давление при отказах основных гидронасосов или работе на земле.

Источниками давления в аварийной гидравлической системе являются: резервная насосная станция НС46—3 и аварийная станция НС-55.

На случай отказа автоматического регулирования производительности НС46—3 и НС-55 в аварийной гидравлической системе имеется предохранительный клапан, срабатывающий при давлении 180 кг/см2.

В линии нагнетания каждой насосной станции установлен обратный клапан, пропускающий жидкость под давлением только от насосной станции и не пропускающий ее в обратном направлении, т.е. при неработающей станции давление к ней не подводится.

В магистралях нагнетания и слива аварийной гидросистемы для очистки рабочей жидкости от механических частиц установлены фильтры тонкой очистки.

НС46—3 состоит из электромотора и гидронасоса. Электромотор переменного тока запитан от генераторов основных двигателей, от генератора ВСУ, а на земле — от наземного источника переменного тока.

НС-55 состоит из электромотора постоянного тока и гидронасоса.

При отказе всех двигателей в полете НС-55 может работать от аккумуляторов.

При отсутствии наземного источника питания гидросистемы, в случае необходимости наземных проверок и отладок гидросистемы, НС46—3 и НС-55 на земле могут быть переключены на питание основной гидросистемы. Переключение осуществляется ручным клапаном переключения, в хвостовой негерметичной зоне фюзеляжа.

Управление работой гидросистемы осуществляется переключателями отсечных клапанов и НС46—3 и НС-55.

Выключатель «НАСОСНАЯ СТАНЦИЯ РЕЗЕРВН.», установленный на центральном пульте [2], служит для управления НС46—3.

Позиции выключателя «ВКЛ.» и «ОТКЛ.» используются для ручного управления станцией.

В исходной позиции «АВТОМ.» выключатель закрыт крышкой. В этом положении выключателя НС46—3 включается при открывании крышки одного из переключателей: аварийного выпуска стоек шасси, резервного управления стабилизатора и при включении режима ускоренного перемещения стабилизатора.

Автоматическое включение и отключение НС46—3 производится также при выпуске-уборке предкрылков и закрылков.

Переключатель «НАСОСНАЯ СТАНЦИЯ АВАР.», установленный на центральном пульте, обеспечивает ручное и автоматическое включение НС-55.

НС-55 включается автоматически от выключателя ускоренного перемещения стабилизатора или от выключателя аварийного управления закрылками. Кроме этого, при отказе всех двигателей и не работающей вспомогательной силовой установке НС-55 автоматически включается во время нажатия выключателя резервного управления стабилизатора.

Дополнительно, НС-55 включается автоматически при установке переключателя аварийной уборки интерцептора, а также при включении выключателя «ПРЕДКРЫЛКИ ВЫПУЩЕНЫ. ЗАКРЫЛКИ 0» в случае, если перед этим использовался выключатель аварийного управления закрылками.

Контроль за работой гидравлической системы осуществляют по индикатору давления, светосигнальным табло отказов гидросистемы и системе измерения количества гидрожидкости.

Двухстрелочный индикатор гидросистемы установлен на правой части приборной доски. Датчик давления основной гидравлической системы присоединен к воздушной полости аккумулятора. Поэтому при отсутствии давления в основной гидравлической системе стрелка «ОСН.» индикатора показывает рабочее давление 30—60 кг/см2. Датчик давления в аварийной гидравлической системе присоединен к нагнетающей линии аварийной гидравлической системы, поэтому стрелка «АВАР.» индикатора показывает фактическое давление в гидросистеме.

Контроль давления в аккумуляторах аварийного торможения осуществляется по двухстрелочному индикатору «ГИДРОАККУМ. ТОРМОЗОВ» на левом боковом пульте. При отсутствии давления в аварийной гидравлической системе стрелки этого индикатора показывают 20—50 кг/см2 (зарядное давление аккумуляторов азотом).

Система измерения количества гидрожидкости обеспечивает контроль уровня гидрожидкости в баке. Система состоит из датчика-сигнализатора, установленного в баке, и столбикового индикатора «ГИДРОЖИДКОСТЬ», расположенного на левом боковом пульте.

Сигналы датчика-сигнализатора отражаются на светосигнальном табло индикатора светящимся столбцом, высота которого соответствует количеству жидкости в гидробаке.

Цветовая окраска светящегося столбца говорит о следующем: желтая полоска (40—42 л) — бак переполнен; зеленая полоска (40—23 л) — нормально; мигающая желтая полоска (менее 23 л) — мало жидкости.

Проверка ламп индикатора осуществляется кнопкой «КОНТРОЛЬ ЛАМП».

Проверка функционирования электроцепей сигнализатора осуществляется кнопкой «К» на лицевой панели индикатора. При нажатии на кнопку «К» должен отключиться светящийся столб, соответствующий количеству рабочей жидкости в баке, и должна включиться желтая зона ниже 23 литров.

Желтое светосигнальное табло «ЗАРЯДИ АВАР. ТОРМ.» горит при давлении в системе аварийного торможения 90—110 кг/см2. При этом горит ЦО «ГИДРО».

Красное табло «ОТКАЗ ГИДРО», размещенное на приборной доске, горит при падении гидравлического давления в обоих гидросистемы.

Эксплуатация гидравлической системы

При осмотре кабины экипажа (до запуска двигателей) бортинженер должен убедиться в том, что:

— давление азота по индикатору гидроаккумулятора тормозов равно 20—50 кг/см2 (при отсутствии давления в системе аварийного торможения);

— переключатели отсечных клапанов гидросистем — закрыты крышками и опломбированы;

— переключатель насосной аварийной станции закрыт крышкой и опломбирован;

— крышка переключателя резервной насосной станции закрыта.

Бортинженер и командир ВС должны проконтролировать:

— давление в гидравлической системе;

— давление в системе аварийного торможения.

Давление по индикатору гидравлической системы по шкале «ОСН.» должно быть 140—170 кг/см2 по шкале «АВАР.» — 0 кг/см2, по индикатору гидроаккумулятора тормозов — 140—170 кг/см2.

Бортинженер и командир воздушного судна должны убедиться, что светосигнальное табло «ЗАРЯДИ АВАР. ТОРМОЗ» не горит. В случае загорания этого табло бортинженер по команде командира воздушного судна должен включить НС46—3 и зарядить гидроаккумуляторы тормозов.

После зарядки гидроаккумуляторов НС46—3 выключается.

В наборе высоты работа гидросистемы контролируется вторым пилотом и бортинженером.

В горизонтальном полете контроль за работой осуществляет второй пилот.

Контроль осуществляется по индикаторам и табло. Давление по индикатору гидросистемы по шкале «ОСН.» должно быть 140—170 кг/см2, по шкале «АВАР.» — 0 кг/см2, если не срабатывают соответствующие потребители.

При заруливании на стоянку второй пилот и бортинженер убеждаются в наличии полного давления в гидросистеме, и бортинженер докладывает об этом командиру воздушного судна.

В случае отказа основной гидравлической системы:

1. Мигает желтый ЦО «ГИДРО»;

2. Загораются желтые сигнальные табло отказа гидронасосов;

3. Давление по индикатору гидросистемы по шкале «ОСН.» падает до 40 кг/см2;

4. Возможна утечка гидрожидкости. В этом случае гаснет зеленый свет на табло индикатора гидробака в зоне 40—23 л, мигает желтый свет ниже 23 л.

При этом не работают:

— режим основного управления стабилизатора;

— выпуск и уборка интерцепторов;

— выпуск спойлеров на пробеге;

— управление поворотом колес передней опоры шасси;

— АДР-42;

— гидроусилитель руля направления;

— ускоренная перекладка стабилизатора;

— основная тормозная система;

— управление выпуском и уборкой шасси в основном режиме;

— стеклоочистители.

Командир воздушного судна при этом отказе должен действовать следующим образом:

1. Отключает САУ-42.

2. Отключает АДР-42 выключателями «АДР 1,2».

3. Отключает переключатель «АВАР. ОТКЛ. ГИДРО АДР».

4. Отключает поворот передней опоры.

5. Включает демпфер рыскания САУ.

6. Докладывает органу УВД.

7. выполняет перестановку стабилизатора от резервного управления с включением резервной насосной станции.

8. При заходе на посадку отключает демпфер САУ.

9. Подает команду второму пилоту выпустить шасси от аварийной гидравлической системы, выпускает предкрылки и закрылки в посадочное положение.

10. Посадку выполняет с включенной резервной насосной станцией.

11. После приземления самолета и опускания передней опоры подает команду второму пилоту удерживать штурвал.

12. Торможение на пробеге выполняет рукоятками аварийного торможения.

13. Боковые уклонения парирует рулем направления и несимметричным подтормаживанием колес.

Действия второго пилота при этом отказе по команде КВС:

1. Включает переключатель резервной насосной станции.

2. Проверяет по индикатору гидравлической системы по шкале «АВАР.» нарастание давления в гидросистеме и количество жидкости в гидробаке.

3. Гасит ЦО «ГИДРО».

4. Докладывает КВС место самолета и расчетные данные полета до аэродрома посадки.

5. Выпускает шасси от аварийной гидравлической системы, выпускает предкрылки и закрылки. Время выпуска и уборки закрылков и предкрылков увеличивается.

6. Удерживает штурвал на пробеге.

Бортинженер при этом отказе проверяет количество жидкости в гидробаке по индикатору гидробака и докладывает КВС.

В случае отказа резервной насосной станции при ее включении на индикаторе гидросистемы по шкале «АВАР.» нет давления.

Если отказ НС46—3 произошел дополнительно к отказу основной гидросистемы, то необходимо создать давление от НС-55.

От НС-55 обеспечивается работа резервного управления перестановкой стабилизатора со скоростью 0,2°/сек и торможение колес в аварийном режиме.

Остальные потребители гидросистемы не работают, поэтому необходимо выключить АДР-42, гидроусилитель руля направления и управление поворотом передней опоры.

Выпуск шасси при этом осуществляется ручкой «ЗАМКИ ШАССИ».

Посадка производится при положении механизации крыла, в котором она находилась в момент отказа. НС-55 должна быть включена.

Управление самолетом

Общие сведения

Основное управление служит для управления самолетом по углу атаки, рыскания и крена.

Управление по углу атаки обеспечивается:

— рулем высоты;

— переставным стабилизатором.

Примечание: Стабилизатор практически дублирует функции руля высоты.

Управление по крену обеспечивается:

— элеронами;

— интерцепторами (спойлерами), работающими в элеронном режиме.

Управление по рысканию обеспечивается рулем направления.

Вспомогательное управление самолетом (или механизация крыла) состоит из закрылков, предкрылков и спойлеров (интерцепторов).

Управление элеронами и рулем высоты выполнено без гидроусилителей. В проводке управления рулем направления используется гидроусилитель БУ-270А. Снижение усилий на рычагах управления достигается осевой компенсацией рулевых поверхностей, применением сервокомпенсаторов на руле направления и элеронах, триммерами руля высоты и элеронов и перестановкой стабилизатора.

Крайние положения поверхностей управления определяются регулировкой соответствующих ограничителей или микровыключателей.

Стопорение поверхностей управления при стоянке на земле осуществляется ручкой стопорения рулей, расположенной на центральном пульте и сблокированной с рычагами останова двигателей (РОД), а стопорение сервокомпенсатора элеронов производится быстросъемными штырями, соединенными фалами со швартовочными приспособлениями.

Управление по углу атаки

Управление углом атаки (тангажа) самолетом обеспечивается рулем высоты и переставным стабилизатором.

Руль высоты (РВ) приводится в действие штурвальными колонками.

Штурвальные колонки связаны с рулем высоты жесткой проводкой. Руль высоты отклоняется на 21° вверх и 17° вниз.

Максимальные углы отклонения руля высоты ограничиваются регулируемыми ограничителями, установленными непосредственно на руле.

Управление РВ может производиться непосредственно пилотами и системой автоматического управления.

В связи с тем, что руль высоты имеет осевую аэродинамическую компенсацию, возможно уменьшение усилий на колонках при их движении вперед (от себя, на «ПИКИР») на некоторых режимах полета. Поэтому в системе установлен пружинный загружатель, который обеспечивает дополнительную загрузку колонки при ее перемещении «от себя» на 1/3 хода. Полное отклонение РВ на 17° вниз на земле сопровождается увеличением усилия на колонке до 53 кг.

На РВ установлен триммер, обеспечивающий уменьшение усилий в проводке управления от аэродинамического шарнирного момента при невозможности использования стабилизатора для продольной балансировки самолета.

Управление триммерами механическое, тросовое, производится штурвалами, установленными на центральном пульте. Штурвалы законтрены и опломбированы в нейтральном положении при сбалансированном положении триммеров руля высоты 2,5° вверх (при этом горит сигнальная лампа нейтрального положения триммеров, указатель положения триммеров находится на нулевой отметке). Для того, чтобы расконтрить штурвалы управления триммерами РВ, необходимо приложить усилие 5—10 кг.

При вращении штурвалов на 3 оборота от нейтрального положения триммеры руля высоты отклоняются соответственно вверх или вниз на 7,5° от балансировочного положения.

Индикатор положения триммера, расположен на приборной доске.

Зеленые лампы нейтрального положения триммера «НЕЙТР.» расположены на центральном пульте и включаются микровыключателем при нейтральном положении триммера.

Управление стабилизатором — электрогидромеханическое, может осуществляться в ручном и автоматическом режиме.

Перемещается стабилизатор с помощью механизма перестановки в диапазоне от +1°(пикирующий угол самолета) до -12°(кабрирующий угол самолета).

Вручную стабилизатор управляется кнопками на штурвалах и выключателем на центральном пульте, автоматическое управление осуществляется САУ-42.

Контроль положения стабилизатора осуществляется по индикатору приборной доски.

Механизм перестановки стабилизатора (МПС) работает от двух гидромоторов, которые вращают винт или гайку. Перед каждым гидромотором установлены колодочные тормозные устройства.

Примечание: Переставной стабилизатор практически дублирует функции руля высоты. Разница заключается в скоростях перемещения руля высоты и стабилизатора. Стабилизатор отклоняется гораздо медленнее руля высоты. Поэтому рекомендуется, если позволяет резерв времени, управлять самолетом с помощью стабилизатора, а руль высоты держать ближе к нейтрали, чтобы в экстренной ситуации ход руля в обе стороны был максимальным.

В основном режиме управления стабилизатор управляется от нажимных кнопок, установленных на внешних (для командира ВС — левая рукоятка, а для второго пилота — правая) рукоятках штурвалов. При нажатии на кнопки жидкость через регулятор расхода и гидрокран подается в систему в двух направлениях: через один кран к тормозу и через второй кран к гидромотору. Тормоз растормаживает винт, после чего гидромотор начинает вращать винт МПС. При отпускании кнопок гидромотор останавливается и винт затормаживается. Наземная проверка исправности системы осуществляется с помощью переключателя «КОНТРОЛЬ ТОРМОЗА СТАБИЛ.», расположенного на левом боковом пульте.

Перестановка стабилизатора — прерывистая (дискретная), что предотвращает самопроизвольный уход стабилизатора в крайние положения. Это обеспечивает блок дискретного управления, который закрывает гидрокраны управления МПС, останавливая стабилизатор в положениях +1, 0, -1, -2, -4, -6, -8, -10, -12°. Для дальнейшего передвижения стабилизатора необходимо отпустить и снова нажать выключатель управления стабилизатором.

При основном режиме управления скорость перекладки стабилизатора — 0,5°/с. Преимущество при этом у командира воздушного судна: при нажатии на кнопку командира ВС управление стабилизатором от кнопки 2 пилота отключается. При этом, если второй пилот не отпускает свою кнопку после окончания хода дискретности, командир воздушного судна может управлять стабилизатором только в пределах этого шага дискретности в обратную сторону.

В режиме основного управления стабилизатором гайка МПС заторможена.

В резервном режиме управление стабилизатором производится нажимным выключателем «СТАБИЛИЗАТОР. РЕЗЕРВН. УПРАВЛЕНИЕ», установленным на центральном пульте. Этот выключатель управляет гидрокранами аварийной гидравлической системы и закрыт опломбированной предохранительной крышкой, фиксирующей его в нейтральном положении.

При открывании крышки:

— включается НС46—3;

— закрывается гидрокран основного управления стабилизатором, привод гидромотора затормаживается;

— срабатывает гидрокран, подготавливающий подачу давления аварийной гидравлической системы в тормоз.

При нажимании на переключатель резервного управления стабилизатором давление аварийной гидравлической системы через соответствующие гидрокраны поступает на гидромотор, вращающий гайку МПС, и на растормаживание тормоза гайки.

Скорость переремещения стабилизатора в режиме резервного управления — 0,5°/с.

При закрывании крышки выключателя резервного управления гидрокран аварийной гидравлической системы включает тормоз гайки.

При отказе 3 авиадвигателей и неработающей вспомогательной силовой установки на время нажития выключателя включается НС-55, работающая от аккумуляторов. Скорость перемещения стабилизатора при этом составляет 0,2°/с.

Ускоренная перекладка стабилизатора осуществляется при одновременном вращении винта и гайки. Режим ускоренной перекладки включается переключателем «СТАБИЛИЗАТОР. ВКЛЮЧ. УСКОРЕН. ПЕРЕКЛАД.», расположенным на центральном пульте. Выключатель закрыт опломбированной предохранительной крышкой. Включение выключателя приводит к одновременному включению резервной и аварийной насосных станций. Гидрокран аварийной гидравлической системы готовится к растормаживанию гайки и управление гидрокранами гидравлических систем осуществляется от нажимных кнопок, находящихся на внутренних (правой для командира ВС и левой для второго пилота) рукоятках штурвалов.

Скорость перекладки стабилизатора в этом режиме составляет 1,2°/с. Преимущество в ускоренной перекладке стабилизатора имеет командир воздушного судна.

Фиксация стабилизатора в промежуточном положении обеспечивается самотормозящейся винтовой парой. В крайних положениях стабилизатора срабатывают микровыключатели, которые закрывают гидрокраны гидравлических систем.

При отказе микровыключателей крайних положений останов стабилизатора обеспечивается дублирующим блоком концевых выключателей. При этом на верхнем пульте на время полета загорается табло «ОТКАЗ БДУ ПИК.» или «ОТКАЗ БДУ КАБ.». Отключение табло возможно только на земле после окончания полета. Управление стабилизатором при этом сохраняется.

При отказе микровыключателей крайние положения стабилизатора ограничиваются механическими упорами.

Гидравлический регулятор расхода, установленный в линии гидропитания механизма перестановки стабилизатора, предназначен для автоматического поддержания заданного, постоянного расхода жидкости независимо от рабочего давления жидкости.

Признаками отказа управления стабилизатором (невозможность перекладки) являются:

— отсутствие уменьшения усилий на штурвальной колонке при попытках продольной балансировки самолета при неоднократном нажатии на кнопку основного управления стабилизатором;

— стрелка индикатора стабилизатора не перемещается.

При включенной САУ-42 дополнительно:

— мигает красное табло «УСИЛИЕ ОТКЛ. АП»;

— звенит звонок;

— индикатор руля высоты на ИН-3Б отклонен от нулевого положения.

Действия экипажа при этом отказе заключаются в следующем:

— для снятия усилий на штурвальной колонке используется триммер руля высоты;

— при работоспособном резервном управлении стабилизатором можно использовать его, вернув триммер руля высоты в нейтральное положение;

— в случае отказа основного и резервного управления стабилизатором для балансировки самолета по углу атаки используется триммер руля высоты.

В случае продолжения полета необходимо учитывать неработоспособность продольного канала САУ в автоматическом режиме при отказе основного управления стабилизатором.

Управление рулем направления

Руль направления (РН) управляется:

— педалями;

— штурвалом элеронов при его вращении на угол более 45°;

— приводом САУ-42.

Две пары педалей кинематически связаны с рулем направления и между собой жесткой проводкой.

В проводке управления РН установлен гидроусилитель по необратимой схеме. Загружателем педалей служит пружинный механизм.

Педали управляют золотником гидроусилителя. В результате перемещается корпус гидроусилителя, соединенный с РН.

Гидроусилитель РН обеспечивает:

— пересиливание гидроусилителя нажатием на педали РН с усилием до 70 кг;

— «просадку» гидроусилителя при большом аэродинамическом моменте на РН;

— переход на безбустерный режим управления РН при уменьшении давления в основной гидравлической системе до 10 кг/см2.

Максимальному ходу педалей соответствует поворот РН на 30° и поворот сервокомпенсатора на 20°.

Положение педалей регулируется в диапазоне 80 мм с помощью электромеханизма под длину ног пилота.

Для управления системой регулирования педалей имеются выключатели «РЕГУЛИРОВКА ПЕДАЛЕЙ», установленные на левом и правом боковых пультах.

В режиме бустерного управления усилия от РН не ощущаются на педалях. Поэтому в проводке управления РН установлен загружатель, который создает на педалях усилия, пропорциональные отклонению РН, и ограничитель, который создает дополнительные усилия 50кг на половине хода РН 15°. После выпуска шасси ограничитель отключается.

Табло «ОТКАЗ ОГРАН. РН», размещенное на верхнем пульте, загорается, если:

— ограничитель не подключился после уборки шасси;

— ограничитель не отключился после выпуска шасси.