Бесплатный фрагмент - Самолёт Ан-124 «Руслан»

Общая характеристика и основные данные самолета

Транспортный самолет Ан-124—100 «Руслан», созданный в 1982 г., предназначен для перевозки крупногабаритных и тяжелых грузов.

Большая грузоподъемность и дальность полета, экономичность двигателей и автономность использования самолета обеспечивают рентабельность эксплуатации.

Основные геометрические массовые данные самолета

Длина самолета — 69,1 м

Размах крыла — 73,3 м

Высота самолета — 21,08 м

Внутренние размеры грузовой кабины:

— максимальная высота — 4,4 м

— длина (с передней и задней рампами) — 43,45 м

— максимальная ширина — 6,68 м

— ширина по полу — 6,40 м

Размеры грузовых люков:

— переднего — 6,4 х 4,4 м

— заднего — 6,4 х 4,4 м

Максимальная взлетная масса — 392 т

Максимальная посадочная масса — 330 т

Максимальная коммерческая загрузка — 120 т

Примечание. В отдельных случаях разрешается выполнять посадки с массой до 387 т. Количество таких посадок не должно превышать 3% от общего количества посадок.

Планер самолета

Фюзеляж

Фюзеляж самолета в поперечном сечении имеет вид «восьмёрки» с радиусом верхней части 1,9 м и нижней 3,8 м.

Фюзеляж — двухпалубный, условно разделен в вертикальной плоскости по шпангоутам 42 и 92 на три части — носовую, среднюю и хвостовую; в горизонтальной плоскости на две части — верхнюю и нижнюю палубы.

К носовой части фюзеляжа крепится отклоняющийся носовой обтекатель.

Над центропланом имеется надстройка, ограниченная гермошпангоутами 42 и 55.

Примечание: Центроплан разделяет верхнюю палубу самолета на переднюю и заднюю кабины, между которыми нет сообщения в полете. Естественно, это не очень удобно для экипажа и технической бригады, которые летают в разных кабинах.

В носовой части верхней палубы расположены: кабина экипажа, кабина сменного экипажа и технический отсек. В полу имеется проем под входной люк, в правом борту — проем под аварийный выход и эксплуатационный люк, в левом — окно и проем под эксплуатационный люк. На правом борту, рядом с эксплуатационным люком, установлены ступеньки, обеспечивающие выход через зализ на крыло.

В хвостовой части верхней палубы расположена кабина обслуживающего персонала, ограниченная гермошпангоутом 92, и отсек оперения. В кабине обслуживающего персонала, в полу, имеется проем под входной люк, в обоих бортах — проемы под эксплуатационные люки, аварийные выходы и окна.

В отсеке хвостового оперения осуществляется стыковка киля и стабилизатора с фюзеляжем. За шпангоутом 114 имеется отсек, в полу и в обоих бортах которого выполнены проемы под эксплуатационные люки.

На нижней палубе фюзеляжа, между шпангоутами 16—92а, расположена грузовая кабина, оканчивающаяся передним и задним грузовыми люками, которые служат для загрузки и выгрузки перевозимых грузов и техники. Под потолком грузовой кабины, которым являются пол верхней палубы и нижняя поверхность центроплана, установлены рельсы для бортовых погрузочных кранов. В левом борту фюзеляжа имеются проемы под аварийный выход и входную дверь. Между шпангоутами 52—67 расположены отсеки основных опор шасси, которые закрываются створками, закрепленными на обтекателе шасси.

Проемы грузовых люков усилены бортовыми балками.

Поперечный силовой набор фюзеляжа образован 123 шпангоутами, которые расположены по длине фюзеляжа с шагом 550—570 мм.

Грузовой пол расположен между шпангоутами 20—84, состоит из каркаса и несъемного настила. Настил пола представляет собой сварную конструкцию, выполненную из титановых листов толщиной 1,5 мм (на центральном участке пола между шпангоутами 52—68 толщина листов — 1,8 мм) с приваренными шипами. Передний и задний участки пола по порогам (шпангоутами 20 и 84) усилены накладной титановой лентой толщиной 3,0 мм.

Продольный и поперечный наборы каркаса пола связаны между собой штампованными рамками, в которых выполнены гнезда под швартовочные узлы и узлы крепления замковой балки. Рамки с гнездами установлены с шагом 1140 мм.

Примечание: Небольшая толщина пола и большое расстояние между балками продольного и поперечного набора пола приводит к недостаточной жесткости покрытия поля, которое буквально «дышит» под ногами. Приходится укладывать на пол грузовой кабины толстую фанеру и вырезами под швартовочные узлы.

Остекление кабины экипажа прикреплено к каркасу фонаря. Оно состоит из двух лобовых стекол, двух боковых стекол и двух сдвижных форточек, которые снабжены механизмом для их ручного открытия и закрытия.

Снаружи на передних стеклах установлены стеклоочистители с гидравлическим приводом.

Каждое лобовое стекло представляет собой блок из шести силикатных стекол со встроенным электрообогревом. Каждое боковое стекло и остекление форточек представляет собой блок из двух склеенных органических стекол.

На верхней палубе, в кабине сменного экипажа между шпангоутами 22—23 (левый борт) и в кабине обслуживающего персонала между шп. 87—88 имеются три круглых бортовых окна. Подобные окна установлены в аварийной двери и аварийных люках. Между шпангоутами 99—100 (в обоих бортах) имеются по два окна овальной формы для подсвета и осмотра носовой части стабилизатора.

В грузовой кабине в боковых частях шпангоута 92а расположены окна овальной формы для контроля положения створок заднего грузового люка; между шпангоутами 44—45 и 58—59 — круглые окна осмотра двигателей.

Бортовые окна представляют собой блок из двух органических стекол. Межстекольное пространство загерметизировано.

Входная дверь-лестница открывается наружу вниз и имеет систему управления, которая обеспечивает открытие (закрытие) двери снаружи и изнутри самолета.

Входная дверь-лестница открывается сверху вниз и в открытом положении удерживается поручнями двери, к концам которых подсоединены демпферы, обеспечивающие плавное открытие двери. Выдвижная лестница перемещается под собственным весом в направляющих рельсах двери, а в закрытом положении двери фиксируется к двери пружинным фиксатором. В закрытом положении дверь-лестница удерживается замками. Для открытия двери-лестницы имеется система, которая обеспечивает открытие замков и выталкивание двери-лестницы из проема пружинными толкателями, а дальнейшее открытие происходит под действием веса двери-лестницы.

Рукоятка для открытия двери-лестницы с земли расположена на пульте управления дверью-лестницей снаружи самолета. В системе имеется дополнительная ручка для открытия двери-лестницы в аварийном положении при посадке самолета с убранными опорами и отсутствии доступа к пульту. В системе также предусмотрено стопорное устройство, предотвращающее открытие двери-лестницы аварийной ручкой при стоянке самолета и запертом пульте. Рукоятка открытия двери-лестницы изнутри самолета закрывается откидным щитком. При установке этой рукоятки в положение «ОТКРЫТИЕ ЗАМКОВ» открываются замки двери и толкатели двери приоткрывают дверь. То же самое происходит и при управлении рукояткой с пульта управления с земли и при управлении ручкой аварийного открытия двери. Для закрытия двери-лестницы имеется система, которая обеспечивает закрытие как изнутри, так и снаружи самолета с помощью электрического привода или вручную с помощью рукоятки при управлении с земли или другой рукоятки при управлении из грузовой кабины.

Примечание: Для предотвращения случайного открытия входной двери с неразгерметизированной грузовой кабиной желательно установить на дверях сигнализацию или механический фиксатор с анероидной коробкой.

Передний грузовой люк предназначен для погрузки в самолет колесной и гусеничной техники.

Грузовой люк оборудован рампой и трапами, которые в закрытом положении образуют переднюю герметичную стенку грузовой кабины.

Система управления передним грузовым люком обеспечивает:

— подъем и опускание носового обтекателя;

— опускание и подъем переднего порога;

— выпуск и уборку вспомогательных опор;

— опускание и подъем рампы;

— раскладку и уборку трапов;

— уборку и выпуск входной лестницы экипажа.

Открытие переднего грузового люка производится в строго определенной последовательности. Вначале открываются замки носового обтекателя, затем поднимается сам носовой обтекатель, выпускаются вспомогательные опоры, опускается передний порог грузовой кабины, опускается рампа до земли и раскладываются трапы. При этом угол наклона поверхности рампы и трапов к поверхности земли составляет 8°.

Примечание: При открытии и закрытии переднего грузового люка необходимо использовать «приседание» на основные опоры шасси для равномерной загрузки опор шасси и облегчения подъема загруженного самолета на передние опоры шасси.

Контроль закрытого положения замков рампы, установленных на нижних бортовых балках грузового пола (по два с каждой стороны), осуществляется специальными механическими указателями. При закрытии замка отклоняется подпружиненный флажок, сигнализирующий о закрытом замке.

Вспомогательные опоры рампы — нерегулируемые и не имеют амортизации. Опорные плиты поддерживаются пружинными демпферами.

Система управления задним грузовым люком — электрогидравлическая. Система состоит из сети управления гермотрапом и концевыми трапами и сети управления рампой и створками.

Примечание: Использование сотовых конструкций при изготовлении створок заднего грузолюка оказалось технологически невыгодным из-за больших проблем, связанных с попаданием влаги внутрь сот, особенно в зимнее время.

Питание сети управления гермотрапом и концевыми трапами осуществляется от гидросистемы 3. Ручка управления гермотрапом расположена у порога грузового люка по правому борту, между шпангоутами 83 и 84, а переключатель управления концевыми трапами — в нише гермотрапа.

Сеть управления створками и рампой продублирована. Питание сети при основном управлении осуществляется от гидросистемы 3, а при резервном (аварийном) управлении — от гидросистемы 2. При управлении закрытием грузового люка предусмотрена блокировка закрытия, осуществляемая переключателем на шпангоуте 85 при нахождении бортового погрузочного крана в зоне грузового люка.

При управлении грузовым люком на земле основным источником давления является турбонасосная установка ТНУ-86А, вспомогательным — электрическая насосная станция НС55—5. Насосная станция используется для выполнения отдельных операций при отсутствии давления от ТНУ-86А и при наличии на борту электропитания для насосной станции.

Управление грузовым люком при стоянке самолета возможно только при полной разгерметизации грузовой кабины. При этом на щитке управления задним грузолюком горит табло «УПРАВЛЕНИЕ ВОЗМОЖНО». Грузовой люк открывается только тогда, когда гермотрап установлен на стопор или на уложен на рампу. При закрытом гермотрапе электроцепь управления грузового люка разомкнута микровыключателем, установленным на замке гермотрапа.

На самолете имеются аварийные выходы для покидания самолета при посадке на сушу или воду, три из которых по своим размерам относятся к типу I (закрываются дверями), четыре выхода — к типу III (закрываются крышками).

Внутри самолета имеются люки для доступа в кабину экипажа и в кабину обслуживающего персонала, расположенные в полу верхней палубы, и дверь на гермошпангоуте 92 — для доступа в хвостовой отсек. Входные люки и дверь — герметичные и запираются замками.

Входные люки оборудованы убирающимися лестницами. Люки закрываются крышками с замками. В крышках имеются лючки для выравнивания давления (сброса избыточного давления) в кабинах перед открытием люков. Рукоятка замка крышки люка экипажа имеет стопор со стороны верхней палубы, препятствующий открытию люка из грузовой кабины.

Входные лестницы имеют электрогидравлические системы, обеспечивающие уборку лестниц к потолку грузовой кабины. Выпуск лестниц осуществляется под действием их собственного веса после открытия замков убранного положения.

Входная лестница экипажа подвешена к окантовке проема входного люка экипажа. В рабочем положении лестница удерживается под углом 60° к поверхности пола грузовой кабины основными замками с помощью перил самой лестницы. К нижней части лестницы шарнирно прикреплена поворотная площадка, обеспечивающая удобный подход к лестнице при закрытой рампе. При открытой рампе поворотная площадка отклоняется вниз и является продолжением лестницы. Лестница убирается вперед гидроцилиндром системы управления лестницей и в убранном положении удерживается замком.

Убранное положение лестницы сигнализируется табло «УБРАНА», расположенным на пульте управления передним грузолюком.

Примечание: Входная лестница в кабину экипажа должна быть обязательно опущена до закрытия переднего грузолюка.

Для освобождения входного люка при подъеме блоков оборудования на верхнюю палубу лестница устанавливается в отклоненное положение и фиксируется на полу грузовой кабины, поворотная площадка отклоняется при этом вверх.

Управление входной лестницей в кабину экипажа осуществляется рукояткой, установленной на пульте управления передним грузовым люком, и рукояткой замка убранного положения лестницы, установленной на окантовке входного люка экипажа.

Для плавного опускания входной лестницы при ее выпуске на правой боковине установлен резиновый амортизатор, соединенный с тросом, прикрепленным к полу верхней палубы. Для ограничения отклонения входной лестницы на тросе установлен упор.

Входная лестница обслуживающего персонала, складывающаяся шарнирно, подвешена к окантовке входного люка обслуживающего персонала под углом примерно 60° к полу грузовой кабины. Для удобства входа на лестницу под ней установлен отклоняющийся к борту фюзеляжа переходный мостик. Входная лестница имеет автоматически складывающиеся при ее уборке перила, привод уборки входной лестницы, подъемный трос, два троса подвески лестницы с амортизаторами и амортизатор раскладки лестницы. В убранном положении входная лестница удерживается замком убранного положения.

Входная лестница в кабину обслуживающего персонала состоит из верхней и нижней половин, соединенных между собой шарнирно. Нижняя часть перил кинематически связана с верхней частью входной лестницы тягами и при уборке лестницы автоматически складывается к входной лестнице. На нижних стойках перил лестницы установлены проушины, через которые проходят тросы подвески входной лестницы, прикрепленные к ушкам кронштейнов ее нижних ступенек. Вверху тросы оканчиваются амортизаторами, прикрепленными к каркасу фюзеляжа. На тросах установлены стальные наконечники, которые ограничивают ход троса при выпуске входной лестницы, упираясь в кронштейны роликов.

Переходный мостик шарнирно подвешен на двух кронштейнах, установленных на балке грузового люка между шпангоутами 84 и 87. В открытом положении мостик с одной стороны удерживается тросом, а с другой — опирается на складывающуюся подпружиненную стойку с регулируемым по высоте упором. Замок убранного положения входной лестницы прикреплен к балке пола верхней палубы. Открытие замка осуществляется из грузовой кабины рукояткой, прикрепленной к тросу, из кабины обслуживающего персонала — педалью, установленной в проеме входного люка.

Крыло

На самолете установлено стреловидное крыло (угол стреловидности — 25° по 1/4 хорд) трапециевидной формы.

Общая площадь крыла — 628 м2.

Крыло крепится к фюзеляжу по схеме высокоплана при помощи шести шарнирных узлов.

Снизу на крыле крепятся четыре пилона для навески двигателей. Каждый пилон имеет четыре точки крепления к крылу.

Конструкция крыла по размаху состоит из центроплана и двух консольных частей крыла (КЧК). К консольным частям крыла крепятся законцовки.

Продольный силовой набор центроплана образован четырьмя лонжеронами и силовыми панелями.

Кессон консольной части крыла расположен между нервюрами 5 и 54 и образует шесть топливных баков. Лонжероны 1 и 4 имеют протяженность по всему размаху КЧК, лонжерон 2 заканчивается на нервюре 41, лонжерон 3 — на нервюре 53. На лонжеронах 1 и 4 имеются кронштейны для крепления механизации крыла и пилонов. На нижней поверхности консольной части крыла выполнены люки-лазы, герметично закрытые люками.

Двухсекционные элероны обеспечивают поперечное управление, причем на взлетно-посадочных режимах работают все секции, а в крейсерском полете только внутренние.

В носовой части крыла по всему размаху каждой консоли установлено шесть секций предкрылков. Секции 1 и 2 предкрылков — необогреваемые, а секции 3, 4, 5, и 6 — обогреваемые горячим воздухом.

Трубопроводы противообледенительной системы предкрылков переднему лонжерону крыла между нервюрами 27 и 39. Из этих трубопроводов через узлы подвода воздуха он поступает в распределительные трубы внутри предкрылков. Узлы подвода воздуха конструктивно представляют собой телескопическое соединение. Из распределительных труб воздух поступает в щель между гофрами и обшивкой предкрылков. Пройдя между гофрами и обогреваемой обшивкой, воздух попадает во внутреннее пространство предкрылка и через отверстия в задней стенке сбрасывается в атмосферу.

Предкрылки навешиваются на крыло посредством рельсов и винтовых механизмов, соединенных с трансмиссией. При уборке предкрылков рельсы задним концом входят внутрь кессона через вырезы в отсеке лонжерона 1 в герметичные кожухи.

В хвостовой части крыла на каждой консоли установлены внутренний закрылок и две секции концевых однощелевых внешних закрылков, внутренний и внешний элероны и двенадцать секций интерцепторов (спойлеров).

Примечание: Однощелевые закрылки являются слишком примитивными с точки зрения аэродинамики. На практике это приводит к тряске выпущенных закрылков из-за турбулизации потока и недостаточно жесткой конструкции навески закрылков.

Интерцепторы (спойлеры) 1, 2, 3, 4 используются в качестве тормозных щитков для уменьшения длины пробега, интерцепторы 5, 6, 7, 8 — в качестве полетных спойлеров для снижения самолета, интерцепторы 9, 10, 11, 12 — в качестве интерцепторов-элеронов для поперечного управления самолетом.

Внутренний закрылок и обе секции внешнего закрылка имеют по два механизма навески. На внешних консолях внутреннего и первой секции внешнего закрылков между лонжеронами выполнена профилированная щель. Снизу щель закрыта поворотными щитками. Управление щитком кинематически связано с системой управления закрылками.

Примечание: Фактически на этих участках закрылков они превращаются в духщелевые закрылки.

Внутренний закрылок и каждая секция концевого закрылка управляются двумя шариковинтовыми подъемниками. От винтового подъемника движение передается каретке, которая, перемещаясь по изогнутому рельсу балки, выдвигает закрылок. Одновременно движение каретки через тягу передается кривошипу, от него — тяге, отклоняющей закрылок. Требуемый закон движения всех частей закрылка обеспечивается кинематикой механизма навески.

Хвостовое оперение

Оперение самолета — классической схемы, свободнонесущее, однокилевое, состоит из горизонтального и вертикального.

Примечание: Недостатком классической (стандартной) схемы является неизбежная возможность затенения стабилизатора впереди находящимся крылом на определенных углах атаки, что может привести к бафтингу и потере эффективности руля высоты [1]. Называть такую схему хвостового оперения «нормальной» — просто неприлично.

Горизонтальное оперение включает в себя стабилизатор и руль высоты. Руль высоты состоит из двух секций, связанных между собой общей системой управления и синхронно отклоняющихся вверх и вниз.

Вертикальное оперение включает в себя киль и руль направления. Руль направления состоит из двух секций, которые связаны между собой общей системой управления.

Внутри киля находится технологическая шахта, через которую проходит лестница, установленная в киле постоянно и предназначенная для осмотра внутреннего каркаса киля.

Гидравлический комплекс

Общие сведения

Гидравлический комплекс самолета предназначен для обеспечения:

— гидроприводов системы управления самолетом и механизации крыла;

— уборки-выпуска стоек шасси;

— гидроцилиндров поворота колес передней опоры;

— торможения колес шасси;

— управления стеклоочистителями;

— управления передним и задним грузолюком;

— управления лестницей в кабину экипажа и в кабину обслуживающего персонала.

Гидравлический комплекс состоит из четырех автономных гидросистем — 1-й, 2-й, 3-й и 4-й.

Каждая рулевая поверхность управляется от всех четырех гидросистем, а ответственные потребители (торможение колес, задний грузовой люк, уборка и выпуск шасси и т.д.) — от трех или двух гидросистем. Менее ответственные потребители, которые работают только на земле, управляются от одной гидросистемы.

Для защиты гидросистем от чрезмерного повышения давления в случае отказа регулирующих устройств насосов в каждой гидросистеме установлен предохранительный клапан, который срабатывает при давлении в системе 250 кг/см2.

Для обеспечения кратковременных повышенных расходов рабочей жидкости в гидросистеме в момент срабатывания исполнительных механизмов, а также для гашения забросов давления при резких уменьшениях расхода в момент остановки исполнительных механизмов в общей напорной магистрали каждой гидросистемы установлены гидроаккумуляторы.

В системах 2, 3 и 4 дополнительно установлено по одному гидроаккумулятору в непосредственной близости от клапанов основного торможения колес шасси. Кроме того, в гидросистемах 2 и 3 установлены гидроаккумуляторы, которые от общей напорной магистрали отделены обратными клапанами для длительного сохранения в них давления при выключенных насосах. К этим гидроаккумуляторам подключен стояночный тормоз шасси.

Газовые полости гидроаккумуляторов заряжаются азотом до давления 90 кг/см2. Давление азота в гидроаккумуляторах контролируется по указателю, расположенному на щитке «ГИДРОСИСТЕМА». Датчики давления подключены к газовым полостям гидроаккумуляторов, поэтому при отсутствии давления в гидравлических полостях гидроаккумуляторов указатели показывают их фактическую зарядку азотом.

Источники давления гидросистем

Основными источниками давления в каждой гидросистеме являются два насоса НП107 переменной производительности с приводом от двигателя. Производительность одного насоса на взлетном режиме составляет не менее 150 л/мин при давлении до 195 кг/см2. Давление насоса при на режиме минимального расхода — 210 кг/см2. Рабочая жидкость — АМГ-10.

Общее количество жидкости в гидрокомплексе — около 850 л (без гидрожидкости системы регулирования высоты заднего порога).

Каждый насос конструктивно состоит из двух насосов: основного и дополнительного шестеренчатого насосов.

Основной насос — аксиально-плунжерного типа переменной производительности с торцевым распределением рабочей жидкости. Регулятор насоса обеспечивает поддержание необходимой производительности и перевод насоса в режим разгрузки.

В крейсерском полете, когда не требуется больших расходов рабочей жидкости, один из двух насосов может быть разгружен. Разгрузка насоса заключается в переводе его на режим минимальной производительности при пониженном до 40 кг/см2 давлении и осуществляется принудительной подачей напряжения на встроенный в насос электромагнитный клапан. На режиме разгрузки насос работает с незначительным ходом плунжеров, потребным только для охлаждения и смазка самих насосов и пополнения внутренних утечек, что позволяет сохранить ресурс насоса и уменьшить нагрев рабочей жидкости в системе. Разгрузка насоса выполняется только вручную, а загрузка может выполняться как вручную, так и автоматически. При этом насос не может быть разгружен или же автоматически загружается, если:

— давление за вторым насосом ГС менее 150 кг/см2;

— давление в гидросистеме менее 150 кг/см2;

— РУД двигателя находится в положении, соответствующем работе двигателя на режиме меньше 0,4 номинального. На этом режиме обороты насосов, а следовательно, и их подача составляют 83% от максимальных оборотов.

Для получения информации о том, какой из насосов необходимо разгрузить в целях равномерной выработки ресурса, бортовой автоматической системой контроля (БАСК) ведется учет времени наработки насосов под нагрузкой.

Во всех других случаях насос должен быть загружен.

На экране БАСК в параметрическом кадре «ГИДРО» в верхней части в аналоговом виде индицируются для каждой системы значения температуры жидкости за насосами (слева) и в расходном баке (справа), начиная с -40°. Ниже шкалы эти же значения индицируются в цифровом виде. При выходе значений температуры за пределы эксплуатационных допусков соответствующее цифровое значение мигает.

В нижней части кадра индицируются числовые значения наработки под нагрузкой (в часах) левого и правого насосов каждой гидросистемы.

Светосигнальное табло «ВКЛ.», расположенное над переключателем режимов работы гидронасоса, горит как при загруженном, так и при разгруженном насосе и гаснет при отказе гидронасоса, при выключенном двигателе или при нажатой кнопке «НАСОСЫ ОТКЛ.».

Для ускорения прогрева жидкости в гидробаках после запуска двигателей, а также для охлаждения насоса, и для ограничения максимальной температуры жидкости осуществляется принудительная прокачка рабочей жидкости с помощью дополнительных шестеренчатых насосов, встроенных в насосы, через специальный контур, в котором установлены термостатический клапан, приемник температуры и теплообменники. Рабочая жидкость, поступающая во внутренние полости основных насосов по линии всасывания, подается шестеренчатыми насосами к термостатическому клапану. При температуре рабочей жидкости менее 0° вся жидкость термостатическим клапаном направляется в гидробак, а при температуре выше 40° в линию с теплообменником. В диапазоне температур жидкости от 0 до 40° часть жидкости направляется в гидробак напрямую, а другая часть — через теплообменник. Теплообменники размещены в нижней части расходных отсеков топливных баков соответствующих двигателей.

В гидросистемах 2 и 3 линия нагнетания делится на общую линию нагнетания и линию нагнетания систем управления самолетом [2].

Приводы систем управления имеют преимущество по питанию, для чего в напорных магистралях 2 и 3 гидросистем перед потребителями, не связанными с системой управления самолетом, установлены подпорные клапаны РД36, которые уменьшают или полностью прекращают подачу гидрожидкости к этим потребителям при уменьшении давления ниже 150 кг/см2 перед гидроприводами систем управления самолетом. Кроме того, при снижении уровня жидкости в баках 2 и 3 гидросистем, связанном с утечками жидкости (в компенсационных баках меньше 5—7 л; в расходных баках меньше 21 л), подпорный клапан этой системы по командам сигнализатора уровня полностью перекрывает напорные линии, идущие к потребителям, не связанным с системой управления.

Питание рабочей гидрожидкостью основных насосов каждой системы осуществляется по линии всасывания непосредственно из гидробака, установленного в хвостовой части пилона двигателя. В этот же гидробак возвращается вся рабочая жидкость по линии слива от потребителей.

В гидросистемах 1 и 4 весь запас рабочей жидкости содержится в расходных баках, а в гидросистемах 2 и 3 установлены дополнительные компенсационные баки. В компенсационном баке содержится запас жидкости, необходимый для пополения расходного бака в случае снижения в нем уровня жидкости. Это может быть в случаях, когда насосы закачивают в систему жидкости больше, чем возвращается от потребителей по линии слива (например: зарядка гидроаккумуляторов, заполнение поршневых полостей цилиндров с односторонним действием и т.д.). Если по линии слива возвращается больше жидкости, чем подают насосы, избыток жидкости из расходного бака вытесняется в компенсационный по соединительному трубопроводу.

Перекачка жидкости из компенсационного бака в расходный производится насосной станцией НС-63. Привод насосной станции осуществляется от гидромотора, подключенного к общей магистрали гидросистемы. При наличии давления в гидросистеме насосная станция работает непрерывно, осуществляя циркуляцию рабочей жидкости между расходным и компенсационным баками. Такой обмен рабочей жидкости приводит не только к заполнению расходного бака, но и участию компенсационного бака в процессе охлаждения жидкости. Насосная станция НС-63 снабжена сигнализатором давления, который в случае падения давления до определенной величины выдает сигнал в БАСК об отказе перекачивающего насоса.

Гидросистемы 2 и 3 обслуживают общие для этих систем исполнительные механизмы (цилиндры управления задним грузовым люком, цилиндры стоек и створок шасси и т.д.). Это создает возможность перетекания рабочей жидкости из одной гидросистемы в другую. Чтобы рабочая жидкость не накапливалась в баке одной гидросистемы и не происходило опорожнения бака другой гидросистемы, предусмотрено выравнивание уровня жидкости. Для этого компенсационные баки конструктивно объединены в один блок и сообщаются между собой уравнительным и дренажным трубопроводами на определенном уровне заполнения баков.

Датчики температуры, установленные в расходных баках гидросистем, предназначены для выдачи сигнала о неготовности самолета к взлету, если температура рабочей жидкости хотя бы в одном из баков ниже — 20°.

Во всех гидробаках с помощью сетей наддува создается избыточное давление 3,2 кг/см2, необходимое для поддержания минимального давления гидрожидкости на входе в насосы, способствующего бескавитационной работе этих насосов. Каждая гидросистема имеет свою автономную сеть наддува.

В каждой гидросистеме, кроме основных насосов предусмотрены резервные источники давления. В качестве дополнительных источников давления в гидросистемах используются гидротрансформаторы НС-53, установленные между 1 и 2 гидросистемами и между 3 и 4 гидросистемами, турбонасосные установки ТНУ-86А и электрические насосные станции НС55А-5, установленные во 2 и 3 гидросистемах, ручной гидронасос используемый для дожатия основных стоек шасси.

Для обеспечения выпуска и уборки концевых закрылков в резервном режиме имеется пятая гидросистема, источником давления которой является гидротрансформатор, подключенный к 4 гидросистеме.

Гидротрансформаторы предназначены для создания давления в гидросистеме в случае отказа основных насосов или при отказе двигателя за счет наличия давления в соседней гидросистеме. При этом помощь оказывается без обмена рабочей жидкостью.

Гидротрансформатор представляет собой агрегат, состоящий из двух нерегулируемых моторов-насосов, соединенных общим валом. Каждый из моторов-насосов гидротрансформатора подключен к своей системе, и их жидкостные полости между собой не сообщаются. При работе гидротрансформатора один из моторов-насосов (в исправной гидросистеме) работает в режиме гидромотора и вращает второй мотор-насос, который работает как насос и создает давление жидкости в отказавшей гидросистеме.

Гидротрансформаторы установлены в пилонах внутренних двигателей ниже расходных гидробаков гидросистем 2 и 3.

Подача жидкости в моторы-насосы, подключенные к гидросисемам 1 и 4, производится не из расходных гидробаков этих систем, которые удалены от гидротрансформаторов и расположены ниже, а из дополнительных баков, установленных на заднем лонжероне крыла вблизи двигателей 2 и 3.

Для пополнения бака гидротрансформатора рабочей жидкостью при работе гидротрансформатора, одновременно с включением гидротрансформатора включается перекачивающая насосная станция НС-63. Насосная станция перекачивает рабочую жидкость из расходного бака гидросистемы в бак гидротрансформатора. Избыток жидкости из бака гидротрансформатора вновь возвращается в расходный бак. Контроль за работой насосной станции НС-63 осуществляется с помощью БАСК.

Полость высокого давления каждого мотора-насоса гидротрансформатора подключена к напорной магистрали соответствующей гидросистемы через клапан перепуска, два обратных клапана и подпорный клапан.

Подпорный клапан в выключенном положении закрыт и рабочую жидкость к гидротрансформатору не пропускает. Во включенном положении работает в режиме подпорного клапана, пропуская гидрожидкость к гидротрансформатору, если давление в напорной магистрали своей гидросистемы превышает 160—170 кг/см2, то есть включает гидротрансформатор в работу на соседнюю гидросистему и одновременно обеспечивает преимущество по питанию потребителям своей гидросистемы. Таким образом, подпорный клапан обеспечивает передачу в соседнюю гидросистему только избытка имеющейся в системе мощности.

Для того, чтобы гидротрансформатор не работал на систему, в которой произошла утечка рабочей жидкости, предусмотрено автоматическое отключение гидротрансформатора в случае, если в гидробаке питаемой системы уровень жидкости понизился до критического.

Турбонасосные установки предназначены для создания давления жидкости в полете при отказе двигателя и для работы потребителей гидросистемы на земле при неработающих двигателях. Турбонасосная установка представляет собой гидравлический насос с приводом от воздушной турбины. Привод турбонасосной установки осуществляется сжатым воздухом, отбираемым от любого работающего двигателя или от ВСУ. Подача воздуха регулируется двумя заслонками, соединенными с регулятором давления и блока управления. Насос плунжерного типа. Производительность турбонасосов — не менее 70 л/мин, давление нулевой подачи 210—240 кг/см2.

Турбонасосные установки установлены в пилонах внутренних двигателей.

Электрические насосные станции НС55А-5 предназначены только для питания маломощных потребителей при наземном обслуживании самолета и для подзарядки гидроаккумуляторов стояночного торможения. Насосная станция НС55А-5 является насосом переменной производительности с максимальной производительность 10 л/мин при давлении менее 190 кг/см2, и нулевой производительностью при давлении более 210 кг/см2.

Гидротрансформатор привода концевых закрылков предназначен для питания гидроприводов концевых закрылков в резервном режиме. Мотор гидротрансформатора запитывается рабочей жидкостью через подпорный клапан из 4 гидросистемы. Подпорный клапан пропускает жидкость к гидротрансформатору, если давление в 4 гидросистеме превышает 160—170 кг/см2, т.е. он обеспечивает передачу только избытка имеющейся в 4 гидросистеме мощности.

Подача жидкости во вторую половину гидротрансформатора, которая работает как насос производится из дополнительного бака, установленного вблизи гидротрансформатора. Заправка гидробака 5-й гидросистемы производится жидкостью из 1 гидросистемы через ручной распределительный кран.

Особенности эксплуатации гидросистем

В полете необходимо:

— Периодически проверять количество гидрожидкости по указателю «КОЛИЧ. ЖИДКОСТИ»;

— В наборе высоты и на снижении в баках 2 и 3 гидросистем допускается разность показаний по указателю до 30 л, при этом сумма показаний должна сохраняться такой же, как и в горизонтальном полете. При работе потребителей гидросистемы возможны значительные изменения количества жидкости в баках.

Примечание: Непрерывное уменьшение количества жидкости в баке является признаком утечек жидкости из гидросистемы;

— Периодически проверять давление жидкости по указателям «1Г», «2ГС», «ЗГС», «4ГС», которое должно быть в пределах 195—220 кг/см2;

— При полете на эшелоне необходимо разгрузить один из насосов в каждой гидросистеме.

— Перед остановом двигателей на земле необходимо установить переключатели «ГИДРОТРАНСФ.» в нейтральное положение.

При отказе двигателя 1 или 4 можно продолжать полет. При этом необходимо проконтролировать автоматическое включение гидротрансформатора на систему по загоранию табло со стрелкой. Продублировать включение гидротрансформатора, установив переключатель «ГИДРОТРАНСФ.» в положение «НА 1ГС» или «НА 4ГС».

Если при отказе двигателей горят или мигают табло «1ГС (4ГС) — НЕИСПР.», отключить основные насосы этой гидросистемы, для чего необходимо открыть колпачок и нажать лампу-кнопку «НАСОСЫ ОТКЛ.».

Питание потребителей 1ГС или 4ГС сохраняется.

При отказе двигателя 2 или 3 можно продолжать полет. При этом необходимо проконтролировать автоматическое включение гидротрансформатора на систему по загоранию табло со стрелкой. Продублировать включение гидротрансформатора, установив переключатель «ГИДРОТРАНСФ.» в положение «НА 2ГС» или «НА ЗГС».

Если при отказе двигателей горят или мигают табло «2ГС (3ГС) — НЕИСПР.», отключить основные насосы этой гидросистемы, для чего необходимо открыть колпачок и нажать лампу-кнопку «НАСОСЫ ОТКЛ.».

Питание потребителей от 2ГС и 3ГС сохраняется.

Перед посадкой дополнительно включить ТНУ во 2ГС или 3ГС, нажав лампу-кнопку «ТНУ».

Если при загорании табло «1ГС — НЕИСПР.» по указателю «КОЛИЧ. ЖИДКОСТИ» уменьшается количество жидкости в гидробаке, полет можно продолжать. В случае полной потери жидкости необходимо разгерметизировать сеть наддува, нажав лампу-кнопку «НАДДУВ 1ГC».

При этом необходимо учитывать, что:

— не работают приводы систем управления самолетом, питаемые от 1ГС;

— выпуск концевых закрылков необходимо выполнять в резервном режиме.

Примечание. Если после выпуска или уборки концевых закрылков в резервном режиме загорится табло «КОНЦ. ЗАКР. ЗАПРАВЬ БАК», допускается выпуск концевых закрылков на посадке или уборка выпуск их при уходе на второй круг. При загорании табло «КОНЦ. ЗАКРЫЛКИ. МАЛО ЖИДК.» уборка и выпуск концевых закрылков от 5 гидросистемы запрещается.

Если при загорании табло «4ГС — НЕИСПР.» — по указателю «КОЛИЧ. ЖИДКОСТИ» уменьшается количество жидкости в гидробаке, то полет можно продолжать. В случае полной потери жидкости необходимо разгерметизировать сеть наддува, нажав лампу-кнопку «НАДДУВ 4ГС».

При этом необходимо учитывать, что:

— не работают приводы систем управления самолетом, питаемые от 4ГС;

— нет давления в линии торможения колес 1-го и 2-го рядов основных опор.

При непрерывном уменьшении количества жидкости по указателю «КОЛИЧ. ЖИДКОСТИ» во 2 гидросистемы полет можно продолжать.

Если уменьшение жидкости обнаружено после включения потребителя, не связанного с управлением самолетом, необходимо отключить этот потребитель и перейти на управление им от резервной системы. Если уменьшение жидкости обнаружено, когда потребители, не связанные с управлением самолетом, не работают, закрыть подпорный клапан 2 гидросистемы, установив переключатель «ПОДПОРН. КЛАП.» в положение «ЗАКР.».

Продолжать следить за изменением количества жидкости в баке 2 гидросистемы по указателю «КОЛИЧ. ЖИДКОСТИ». Если количество жидкости не уменьшается, продолжать полет с закрытым клапаном.

При этом необходимо:

— стойки передней опоры выпускать в резервном режиме;

— 2 и 4 ряд стоек основных опор выпускать в резервном режиме;

— необходимо отключить систему поворота левой передней опоры;

— предкрылки необходимо выпускать или убирать в резервном режиме.

Необходимо учитывать, что при закрытом подпорном клапане:

— стеклоочиститель левого пилота не будет работать;

— торможение колес 3-го ряда и 4-й стойки левой опоры шасси не будет работать.

Если будет происходить дальнейшее уменьшение количества жидкости, возможен полный отказ 2 гидросистемы, приводящий к отказу приводов системы управления, питаемых от этой гидросистемы. Можно продолжать полет без ограничений, так как на основное управление самолетом работают все 4 гидросистемы. Необходимо разгерметизировать сеть наддува 2 гидросистемы, нажав лампу-кнопку «НАДДУВ 2ГС».

Операции с потребителями, питаемыми от 2 гидросистемы, необходимо выполнять в резервном режиме.

При непрерывном уменьшении количества жидкости по указателю «КОЛИЧ. ЖИДКОСТИ» в З гидросистеме можно продолжить полет.

Если уменьшение жидкости обнаружено после включения потребителя, не связанного с управлением полетом, необходимо отключить этот потребитель и перейти на управление им от резервной системы.

Если уменьшение жидкости обнаружено, когда потребители, не связанные с управлением полетом, не работают, необходимо закрыть подпорный клапан З гидросистемы, установив переключатель «ПОДПОРН. КЛАП.» в положение «ЗАКР.». В дальнейшем необходимо внимательно следить за изменением количества жидкости в баке 3 гидросистемы по указателю «КОЛИЧ. ЖИДКОСТИ».

Если количество жидкости не уменьшается, можно продолжать полет с закрытым клапаном.

При этом необходимо:

— внутренних закрылков выпускать или убирать в резервном режиме;

— стойки 1, 3 и 5-го рядов основных опор шасси выпускать или убирать в резервном режиме;

— необходимо отключить систему поворота правой передней опоры;

— задний грузолюк открывать или закрывать в резервном режиме.

Учитывайте, что при закрытом подпорном клапане 3 гидросистемы:

— стеклоочиститель правого пилота не будет работать;

— торможение колес 5-го ряда и 4-й стойки правой основной опоры не будет работать.

Если происходит дальнейшее уменьшение количества жидкости, возможен полный отказ 3 гидросистемы. Можно продолжать полет с отказавшей гидросистемой.

В этом случае выходят из строя приводы систем управления, питаемые от этой 3 гидросистемы. Необходимо разгерметизировать сеть наддува 3 гидросистемы, нажав лампу-кнопку «НАДДУВ 3ГС».

Операции с перечисленными потребителями, питаемыми от 3 гидросистемы, выполнять в резервном режиме.

При загорании табло «2ГС (3ГС) — НЕИСПР.» и «КЛАП. ЗАКР.» можно продолжать полет с закрытым клапаном. Учитывать, что приводы систем управления останутся работоспособны. Операции с потребителями, работающими от 2 или З гидросистемы, выполнять в резервном режиме.

При загорании табло «2ГС (3ГС) — НЕИСПР.», «КЛАП. ЗАКР.» на экране БАСК выводится соответствующее сообщение «2 (З): СМОТРИ КОЛИЧ. ЖИДК.»

Полет можно продолжать. Если давление по указателю гидросистемы не падает и горят линии мнемотабло, указывающие на давление за насосами, приводы систем управления, питаемые от 2 или 3 гидросистемы, останутся работоспособны.

Если при загорании табло «НЕИСП.» в одной из гидросистем погаснет зеленое поле лампы-кнопки «НАДДУВ» в этой же системе полет можно продолжать. При этом необходимо принудительно загрузить оба гидронасоса. Не подключать гидротрансформатор от системы, в которой нет наддува.

Если условия полета позволяют, уменьшить режим работы двигателя и высоту полета.

При этом внимательно следить по указателям за состоянием гидросистемы. Избегать полета в условиях турбулентности.

При загорании табло «1ГС (4ГС) — НЕИСПР.» гаснут подсвет линии давления за одним насосом и табло «ВКЛ.» этого же насоса необходимо проконтролировать загрузку исправного насоса. Разгрузить неисправный насос (если УПРТ> 48°). Продолжать полет, если нет других нарушений в работе 1 или 4 гидросистемы. Учитывать, что управление потребителями сохраняется полностью.

Если при загорании табло «2ГС (ЗГС) — НЕИСПР.» гаснут подсвет линии за одним насосом и табло «ВКЛ.» этого же насоса полет можно продолжать. Необходимо проконтролировать загрузку исправного насоса. Разгрузить неисправный насос. Учитывать, что управление потребителями сохраняется полностью.

При загорании табло «1ГС (4ГС) — ОТКАЗ» и «1ГС (4ГС) — НЕИСПР.» давление по указателю гидросистемы падает, гаснет подсвет линий за насосами, а также гаснут табло «ВКЛ.».

Полет можно продолжать. Если отказ произошел без потери рабочей жидкости в гидросистеме, можно включить гидротрансформатор, установив переключатель «ГИДРОТРАНСФ.» в положение «НА 1ГС» или «НА 4ГС». Питание потребителей от 1ГС (4ГС) сохраняется.

При загорании табло «2ГС (3ГС) — ОТКАЗ» и «2ГС (ЗГС) — НЕИСПР.» давление по указателю гидросистемы падает, гаснет подсвет линий давления за насосами и в системе, а также гаснут табло «ВКЛ.».

Полет можно продолжать. Если отказ произошел без потери рабочей жидкости (по указателю «КОЛИЧ. ЖИДКОСТИ») в данной гидросистеме, можно включить гидротрансформатор, установив переключатель «ГИДРОТРАНСФ.» в положение «НА 2ГС» или «НА ЗГС». Питание потребителей от 2ГС (ЗГС) сохраняется. Перед посадкой дополнительно включить ТНУ соответствующей гидросистемы, нажав лампу-кнопку «ТНУ».

При загорании табло «1 (2, 3, 4) ГС — НЕИСПР.» на экран БАСК выводится сообщение «1 (2, 3, 4): t ЖИДК. ВЕЛИК.».

Определить конкретно неисправный насос, попеременно разгружая насосы данной системы с последующим контролем температуры. Разгрузить обнаруженный неисправный насос.

При нормальной работе исправного насоса можно продолжать полет без ограничений. На снижении и при заходе на посадку режим работы двигателей выдерживать более 48° по УПРТ (для исключения автоматической загрузки насоса).

Если при загорании табло «2ГС (3ГС) — НЕИСПР.» на экран БАСК выводится сообщение «2 (З): ПЕРЕКАЧ. НАСОС — ОТКАЗ» полет можно продолжать. При выполнении операций с потребителями гидросистемы использовать резервный режим.

Если при загорании табло «1ГС (4ГС) — НЕИСПР.» на экран БАСК выводится сообщение «1 (4) ПЕРЕКАЧ. НАСОС НЕ РАБОТАЕТ» полет можно продолжать. Усилить контроль за давлением в неисправной гидросистемы. При постоянном или скачкообразном падении давления гидросистемы, сигнализирующем о неустойчивой работе гидротрансформатора, его необходимо выключить, установив переключатель «ГИДРОТРАНСФ.» в нейтральное положение.

При отказе 1 и 2 гидросистем загораются табло «1ГС — ОТКАЗ», «2ГС — ОТКАЗ», «1ГС — НЕИСПР.», «2ГС — НЕИСПР.». По указателю «КОЛИЧ. ЖИДКОСТИ» отказавших гидросистем количество жидкости уменьшается до нуля.

Необходимо установить переключатель «ПОДПОРНЫЙ КЛАП. 2ГС» в положение «ЗАКР.». Нажать лампы-кнопки «НАДДУВ 1ГС» и «НАДДУВ 2ГС». Отключить систему поворота левой стойки передней опоры шасси.

При отказе 1 и 5 гидросистем загораются табло «1ГС — ОТКАЗ», «1ГС — НЕИСПР.». По указателю «КОЛИЧ. ЖИДКОСТИ 1ГС» количество жидкости уменьшается до нуля. Загорается табло «КОНЦ. ЗАКРЫЛКИ. МАЛО ЖИДК.»

Необходимо установить переключатель «ГИДРОТРАНСФ.» 1ГС и 2ГС в нейтральное положение. Нажать лампу-кнопку «НАДДУВ 1ГС» и проконтролировать погасание сигнализации в лампе-кнопке.

Система управления самолетом

Общие сведения

Система управления самолетом включает в себя систему штурвального управления (СШУ) и механизацию крыла.

Система штурвального управления состоит из:

— системы управления элеронами и элерон-интерцепторами;

— системы управления рулем направления (РН);

— системы управления рулем высоты (РВ).

Работу СШУ обеспечивают:

— система автоматической загрузки по каналам руля высоты и элеронов;

— система триммирования и балансировки по каналу руля высоты;

— система улучшения устойчивости по каналам руля направления и руля высоты;

— система изменения передаточного отношения по каналам руля направления и руля высоты.

Система автоматической зарузки (САЗ) предназначена для:

— обеспечения заданных характеристик загрузки рычагов управления;

— перемещения механической проводки с помощью своих приводов;

— триммирования усилий на рычагах управления при ручном управлении;

— выполнения функций сервопривода систем автоматического управления (САУ);

— выполнения функции догружателя штурвальной колонки при достижении критических углов атаки в полетной конфигурации.

Система триммирования и балансировки (СТБ) предназначена для:

— триммирования усилий на штурвальной колонке при ручном управлении и при включении САУ;

— обеспечения устойчивости самолета по скорости при разгоне и торможении.

Система улучшения устойчивости (СУУ) предназначена для улучшения характеристик устойчивости демпфированием колебаний самолета по курсу и тангажу.

Система изменения передаточного отношения (СКш) предназначена для улучшения характеристик управляемости изменением передаточного отношения механической проводки в зависимости от скорости в канале руля направления и положения закрылков в канале руля высоты.

Примечание: Было бы логичнее обеспечить изменение передаточного отношения по каналу управления руля высоты в зависимости от скорости полета как это сделано в канале управления рулем направления. Тем более, что конструктивно сама система изменения передаточного отношения легко позволяет это сделать, просто поменяв входные сигналы.

Рули и элероны на стоянке не стопорятся. Перемещение рулей демпфируется рулевыми приводами при снятии давления во всех гидросистемах.

При отказе всех четырех двигателей в течение всего дальнейшего полета с неработающими двигателями необходимо самолет пилотировать плавно, не допуская резких перемещений органов управления во избежание падения давления в гидросистемах менее 75 кг/см2, что может вызвать отключение САЗ и СУУ.

Примечание: Во время стоянки самолета руль высоты и элероны на обоих полукрыльях из-за отсутствия давления в гидросистеме под собственным весом отклоняются вниз; при этом сохраняется нейтральное положение штурвалов, а руль направления под действием ветровой нагрузки отклоняется в ту или иную сторону, при этом соответственно изменяется положение педалей.

Управление элеронами

Система управления элеронами и элерон-интерцепторами обеспечивает:

— управление элеронами и элерон-интерцепторами в двух режимах — основном и резервном. В основном режиме управление осуществляется штурвалами левым или правым пилотом с помощью САЗ или автоматически — по командам САУ. В резервном режиме управление осуществляется штурвалами при отключенных исполнительных приводах САЗ;

— возможность рассоединения штурвалов и управление секциями элеронов и элерон-интерцепторов одного полукрыла;

— отсоединение исполнительных приводов САЗ;

— контроль положения элеронов и элерон-интерцепторовов;

— триммирование усилий на штурвалах;

— автоматическое отключение управления внешними секциями элеронов при уборке концевых закрылков;

— сигнализацию отказов САЗ.

На каждом полукрыле установлено по одному элерону, состоящему из двух секций — внутренней и внешней, и по четыре элерон-интерцептора. Каждая секция элеронов отклоняется четырьмя рулевыми приводами, а элерон-интерцептор — одним. Каждый из четырех приводов какой-либо секции элеронов и приводы элерон-интерцепторов питаются рабочей жидкостью от отдельной гидросистемы.

Полный угол поворота штурвала влево, вправо — 62 градусов

Максимальные углы отклонения элеронов:

— вверх — 25 градусов

— вниз — 15 градусов

Угол отклонения элерон-интерцепторов вверх — до 45 градусов

Золотники рулевых приводов внутренних секций элеронов и элерон-интерцепторов соединены по необратимой схеме с помощью механической проводки со штурвалами, а внешней секции элеронов — с конструкцией внутренней секции через механизм отключения.

Механическая проводка имеет предохранительные пружинные тяги и рассоединительные муфты для обеспечения управления при отказах типа «заклинивание» и центрирующие пружинные тяги для удержания элеронов в нейтральном положении при отказах типа «рассоединение».

К механической проводке подсоединены механизмы триммирования и — рулевые агрегаты САЗ.

САЗ элеронов представляет собой четырехканальную систему. Конструктивно система выполнена в виде двух каналов — активного и резервного, а каждый канал, в свою очередь, имеет два подканала. Каждый подканал имеет встроенную систему контроля (ВСК), которая обеспечивает отключение неисправного подканала и выдачу информации об исправности системы или наличии и количестве отказов в ней. Четырехкратное резервирование с ВСК обеспечивает работу системы до последовательного третьего отказа или одновременного отказа двух каналов, после которого САЗ отключается.

При нормальной работе исполнительный механизм активного канала подсоединен к механической проводке, а резервного — находится в «горячем» резерве и подсоединяется к механической проводке после полного отказа активного канала.

Система автоматической загрузки обеспечивает следующие режимы работы:

— ручное управление;

— триммирование;

— автоматическое управление.

Принцип действия в режиме ручного управления заключается в том, что САЗ перемещает проводку и рычаги управления пропорционально усилию, приложенному пилотом к штурвалу.

Принцип действия в режиме триммирования заключается в том, что САЗ осуществляет уменьшение усилий на штурвале, пропорциональное перемещению выходного звена системы триммирования.

Принцип действия в режиме автоматического управления заключается в том, что САЗ перемещает проводку и штурвал на расстояние, пропорциональное величине сигналов управления, поступающих из САУ.

На самолете предусмотрена сигнализация состояния САЗ, а также автоматический контроль состояния системы с помощью аппаратуры оперативного контроля (АОК).

Выключатель быстрого отсоединения САЗ, расположенный на центральном пульте, предназначен для отключения активного и резервного каналов, которые отсоединяют штоки рулевых агрегатов от механической проводки.

Датчики усилий, расположенные под штурвалами, предназначены для формирования сигналов, пропорциональных усилию, приложенному к штурвалу, и выдачи сигналов в блоки управления и контроля.

Блоки управления и контроля (БУКи) системы предназначены для:

— формирования и выдачи управляющих сигналов на рулевые агрегаты системы;

— включения подканалов рулевых агрегатов системы;

— управления работой агрегатов отключения системы;

— контроля исправности подканалов системы и отключения отказавших подканалов;

— выдачи информации о состоянии системы.

Рулевой агрегат предназначен для перемещения механической проводки управления элеронами по сигналам, поступающим из блоков управления и контроля. Рулевые агрегаты канала крена через агрегаты отключения с помощью жесткой проводки связаны с рулевыми приводами элеронов и с помощью тросовой проводки — с штурвалами.

Агрегаты отключения предназначены для соединения рулевого агрегата с механической проводкой управления и рассоединения их по сигналам блоков управления и контроля.

Гидропитание каждого подканала рулевых агрегатов и агрегатов отключения осуществляется от отдельных гидросистем. Агрегаты активного канала питаются от гидросистем 3 и 4, а резервного канала — от гидросистем 1 и 2.

При отказе одного подканала системы загорается светосигнальное табло «САЗ КРЕНА — НЕИСПР.».

При последовательном отказе двух подканалов системы загорается табло «САЗ КРЕНА — НЕТ РЕЗЕРВА».

При последовательном отказе трех подканалов системы или отказе двух подканалов с интервалом менее 0,5 с загорается табло «САЗ КРЕНА — ОТКАЗ».

При отключении или отказе агрегатов отключения загораются табло «САЗ КРЕНА — ОТСОЕДИНЕН» и «БОРТА НЕ РАССОЕДИНЯТЬ». Эти же табло загораются при полном отказе САЗ.

При работе САЗ в режиме ручного управления при приложении усилия к штурвалу сигналы с датчиков усилий, поступают во все четыре подканала системы. После обработки сигналов БУКи выдают сигналы управления на все подканалы рулевых агрегатов. В результате исполнительные поршни каждого подканала рулевых агрегатов перемещаются на заданное расстояние, активный рулевой агрегат передает движение на механическую проводку управления. При перемещении исполнительных поршней изменяется сигнал обратной связи, поступающий в БУКи и уменьшающий сигналы управления от датчиков усилий. При полном обнулении сигналов с датчиков усилий сигналами обратной связи элероны оказываются отклоненными на угол, заданный величиной усилия, приложенного к штурвальной колонке.

В процессе триммирования пилот воздействует датчики триммирования САЗ. С датчиков триммирования во все четыре подканала САЗ поступают управляющие сигналы. В блоках управления и контроля сигналы датчиков триммирования суммируются с сигналами датчиков усилий, замещая последние. Полной замене сигналов с датчиков усилий сигналами с датчиков триммирования соответствует полное триммирование. Таким образом, снимается усилие со штурвала и элероны удерживаются в отклоненном положении при установившемся режиме полета.

При включении САУ из нее в оба БУК поступают сигналы включения автопилота, по которым САЗ переводится в режим автоматического управления. При этом САЗ переключаются на работу по сигналам управления, поступающим из САУ. В остальном работа САЗ аналогична работе в режиме ручного управления.

В системе предусмотрено принудительное отсоединение обоих рулевых агрегатов от механической проводки при возникновении аварийных ситуаций. Для этого необходимо откинуть предохранительный колпачок «ПРОДОЛ.» и отключить выключатель быстрого отсоединения. При этом БУКи выключают все подканалы агрегатов отключения. В результате рулевые агрегаты отсоединяются и загораются табло «САЗ КРЕНА — ОТСОЕДИНЕН» и «БОРТА НЕ РАССОЕДИНЯТЬ».

При приложении усилий к любому штурвалу деформируются упругие элементы датчиков усилий. Упругие деформации преобразуются в электрические сигналы, пропорциональные приложенным усилиям, которые поступают в вычислители САЗ. С вычислителей управляющие сигналы, после их преобразования и суммирования с сигналами обратных связей рулевых агрегатов, поступают на входы этих агрегатов.

В результате штоки рулевых агрегатов САЗ активного и резервного каналов перемещаются на величину, пропорциональную сигналу датчиков усилий. Один из рулевых агрегатов обычно находится в отключенном состоянии. Таким образом, при приложении усилия к любому из штурвалов рулевой агрегат САЗ осуществляет поворот штурвала и перемещение проводки управления на величину, пропорциональную приложенному усилию.

При отказах в механической проводке управления элеронами:

— в случае заклинивания проводки управления на участке от правого штурвала до предохранительной муфты при приложении усилия к любому из штурвалов рулевой агрегат, преодолевая сопротивление предохранительной муфты, управляет элеронами и элерон-интерцепторами левого полукрыла. При этом элероны и элерон-интерцепторы правого полукрыла остаются неподвижными. В этом случае при рассоединении штурвалов левый штурвал восстанавливает подвижность. Усилия на левом штурвале обеспечиваются при этом резервной загрузочной пружинной тягой;

— в случае заклинивания проводки управления элеронами на участке, соединяющем агрегаты отключения под действием усилий, приложенных пилотом к любому из штурвалов, рассоединяется предохранительная муфта, связанная с заклиненным участком проводки, и управление осуществляется элеронами и элерон-интерцепторами правого полукрыла;

— в случае заклинивания проводки управления элеронами в левом или правом полукрыле при повороте любого штурвала под действием усилий рулевого агрегата, или усилия, приложенного к штурвалу, при отключенных агрегатах САЗ обжимается соответствующая компенсационная пружинная тяга и управляются элероны правого или левого полукрыла соответственно;

— в случае заклинивания жесткой проводки управления элерон-интерцепторами в правом или левом полукрыле соответствующие интерцепторы выключаются из работы. При этом пружинная тяга, передающая движение от внутренней секции элеронов на механическую проводку элерон-интерцепторов, будет обжиматься или растягиваться;

— в случае обрыва тросовой проводки от рулевого агрегата САЗ до штурвалов, изменения в функцонировании системы управления элеронами при включенных САЗ не происходит. При этом в резервном режиме система не функционирует;

— в случае обрыва тросовой проводки в левом или правом полукрыле соответствующие элероны и элерон-интерцепторы выключаются из работы и их проводка устанавливается в нейтральное положение соответствующими центрирующими пружинами;

— в случае разрушения жесткой проводки управления элерон-интерцепторов они выключаются из работы и устанавливаются в убранное положение с помощью центрирующих пружин.

Система триммирования и балансировки (СТБ) предназначена для снятия усилий от САЗ или от резервной загрузочной пружины (при отсоединенных агрегатах САЗ) во всем диапазоне хода штурвалов.

В состав СТБ входят:

— электромеханизм;

— переключатель «ТРИМ. ЭФФЕКТ ЭЛЕРОНОВ»;

— винтовой механизм.

Выходной вал электромеханизма СТБ через винтовой механизм и систему тяг и рычагов связан с резервной пружиной загрузки и с датчиками триммирования САЗ крена.

При вращении вала электромеханизма СТБ в ту или иную сторону смещается точка присоединения загрузочной пружины и поворачиваются валы датчиков триммирования.

При отказе одного из каналов электромеханизма СТБ скорость триммирования уменьшается в два раза.

При включении канала крена САУ система триммирования и балансировки элеронов отключается.

При отказе управления секциями элеронов и элерон-интерцепторов одного из бортов секция отказавшего борта устанавливается в нейтральное положение.

Причиной отказа является рассоединение проводки управления от САЗ до вала управления корневыми элеронами.

Признаки отказа:

— значительная потеря эффективности управления по крену в одну сторону;

— показания индикатора положения элеронов и элерон-интерцепторов одного из бортов не изменяются при повороте штурвала.

В результате отказа ухудшается управления в автоматическом режиме и возможно отключение канала крена САУ.

При отказе необходимо:

— для управления самолетом, кроме элеронов, использовать РН и асимметрию тяги крайних двигателей (приблизительно 10° по УПРТ);

— элеронами пользоваться, учитывая различную эффективность по крену.

При отказе управления секциями элеронов и элерон-интерцепторов одного из бортов секции элеронов и элерон-интерцепторов заклиниваются в балансировочном положении.

Причиной отказа является заклинивание механической проводки управления элеронами в крыле. В результате отказа ухудшается управления в автоматическом режиме и возможно отключение канала крема САУ.

Признаки отказа:

— значительное ухудшение управляемости, асимметрия в управлении самолетом по крену;

— мнемоиндикаторы положения элеронов и элерон-интерцепторов на левом или правом полукрыле показывают постоянное положение, не изменяющееся и при отклонении штурвала;

— возможен крен самолета при нейтральном положении штурвала.

При отказе:

— появившийся крен необходимо парировать элеронами. При невозможности устранить крен элеронами использовать РН и при необходимости асимметрию тяги крайних двигателей;

— развороты можно выполнять с креном не более 15° с активным применением РН.

При заклинивании механической проводки в фюзеляже секции элеронов и элерон-интерцепторов правого борта находятся в положении, соответствующем моменту отказа. Механизм электротриммирования работает.

Признаки отказа:

— заклинивание обоих штурвалов;

— показания мнемоиндикатора положения элеронов и элерон-интерцепторов правого борта не изменяются при приложении усилий к штурвалу. Показания левого борта изменяются;

— самолет реагирует по крену при приложении усилий к штурвалу;

— отсутствуют перемещения обоих штурвалов в автоматическом режиме управления.

В результате отказа возможны значительная асимметрия и уменьшение эффективности управления по крену, ухудшается управления в автоматическом режиме и возможно отключение канала крена САУ.

При отказе необходимо при незагорании табло «БОРТА НЕ РАССОЕДИНЯТЬ» рассоединить штурвалы, для чего потянуть рукоятку рассоединения штурвалов вверх до упора.

В этом случае восстанавливается ход левого штурвала с нормальной загрузкой или восстановятся ход правого штурвала без загрузки, но с усилием трения примерно 8 кг и управление от него элероны правого борта. Элероны левого борта отклоняются пропорционально сумме усилий, приложенных к левому и правому штурвалам.

При заклинивании механической проводки в кабине от одного из штурвалов до датчика усилий или в центроплане от автоматов отключения САЗ до предохранительной муфты элероны и элерон-интерцепторы находятся в положении, соответствующем положению штурвалов.

Признаки отказа:

— заклинивание штурвалов;

— показания мнемоиндикаторов элеронов не изменяются при приложении усилий к штурвалам;

— самолет не реагирует при приложении усилий к штурвалам;

— штурвалы не перемещаются в автоматическом режиме управления.

В результате отказа после восстановления управляемости возможны значительная асимметрия и уменьшение эффективности управления по крену.

При отказе необходимо приложить к штурвалам усилие более 50 кг в левую сторону и быть готовым к парированию крена после восстановления хода штурвалов.

При этом:

— если загораются табло «САЗ КРЕНА — ОТКАЗ», «САЗ КРЕНА — ОТСОЕДИНЕН» и «БОРТА НЕ РАССОЕДИНЯТЬ», то при повороте штурвала примерно на 1/4 максимального хода восстанавливается ход штурвалов с максимальной загрузкой, триммированием и усилием трения примерно 8 кг, а также управление элеронами правого борта.

Примечание: После этого рассоединять штурвалы запрещается, так как при этом потеряется управление элеронами от левого штурвала, а на правом штурвале не будет усилия загрузки;

— если табло «САЗ КРЕНА — ОТКАЗ», «САЗ КРЕНА — ОТСОЕДИНЕН» и «БОРТА НЕ РАССОЕДИНЯТЬ» не загораются и штурвалы не перемещаются, необходимо потянуть рукоятку рассоединения штурвалов. При этом должны восстановиться ход правого штурвала с нормальной загрузкой, триммированием и полное управление по крену от этого штурвала или левого штурвала с нормальной загрузкой, триммированием и управлением элеронами левого борта. Если и при этом управление не восстановилось, энергично потянуть левый штурвал влево-вправо до появления управления элеронами левого борта;

— крен парировать элеронами, рулем направления и асимметрией тяги крайних двигателей.