Триммер (авиация) Википедия

Что нам мешает управлять и как с этим бороться. | авиация, понятная всем.

Все мы привыкли понятие «надежная опора» связывать с твердой поверхностью. Для автомобиля — это земля. Прочнее не придумаешь. Любой может попробовать и почувствовать. Воздух же — субстанция ненадежная, но именно она является, так сказать, средой обитания многочисленной армии аппаратов тяжелее воздуха, самолетов и вертолетов.

И именно она же предоставляет им большие возможности, делая пребывание этих металлических птиц в сотнях и тысячах метров над землей вполне комфортным.

Специфика, понятно, тут другая, и хотя определенные термины, используемые для машин, передвигающихся по твердой поверхности на 4-х колесах для самолета звучат также, на этом сходство, в общем-то, и заканчивается.

Устойчивость, управляемость, балансировка, центровка. Без всего этого и еще много чего другого в воздухе не обойтись. Причем все эти вещи зачастую между собой связаны.

Для раскрытия своих возможностей самолет использует аэродинамические поверхности.

Все движение и ориентация его в воздухе основано на действии различных сил и моментов, большая часть из которых в той или иной степени носит аэродинамическую природу. Эти силы и порождаемые ими моменты формируются при взаимодействии аэродинамических поверхностей с воздушным потоком.

Силы и моменты, различные по местам приложения и воздействия, можно поделить на полезные и вредные. Это ни у кого не вызывает сомнений :-), как, впрочем, и тот факт, что в основе совершенствования аэродинамики летательного аппарата лежит необходимость увеличения всего того, что полезно, и уменьшение того, что вредно.

Делается все это различными способами и в связи с этим имеет место такое понятие как компенсация. То есть вероятно, что какое-то нежелательное воздействие не может быть устранено, но может быть скомпенсировано, что в общем-то равносильно его устранению.

Сейчас читают: Как правильно заправлять леску в триммер Patriot • AURAMM.RU

Чего же такого вредного нужно компенсировать во время полета самолета? Да, в общем-то, хватает всякого. Но сегодня остановимся на моменте аэродинамических сил, носящим, на мой взгляд, несколько экзотическое название. Это шарнирный момент. Название его вроде бы на связь с аэродинамикой не указывает, но на самом деле связь прямая.

Все просто. Любая управляющая поверхность самолета связана с остальной конструкцией через шарнир. Отклоняясь в процессе управления, она испытывает на себе действие аэродинамической силы, которая, относительно точки вращения этой поверхности (то есть центра шарнира) как раз и образует момент, по понятным уже причинам именуемый шарнирным.

Отчего зависит его величина и в чем, собственно, состоит его вредность? Хотя правильнее видимо все же будет упомянуть не только о вредности, но и о полезности шарнирного момента. Поэтому подкорректируем вопрос: в чем его вред, а в чем польза, если она есть?

О величине.

Величина момента, как известно, определяется величинами силы и плеча этой силы. Для нашего случая величина аэродинамической силы зависит от площади управляющей поверхности. А плечо определяется ее хордой (то же, что и хорда профиля), так как чем длиннее хорда, тем дальше точка приложения силы (то есть центр давления управляющей поверхности) от точки поворота (то есть центра шарнира).

Понятно, что с увеличением геометрических размеров летательного аппарата, требующих увеличения потребных размеров рулей, шарнирный момент тоже увеличивается. Увеличивается он так же с ростом угла отклонения управляющей поверхности.

Кроме того шарнирный момент растет с с увеличением числа М. Здесь причины две. Первая – это рост скоростного напора, вызывающий увеличение аэродинамической силы. Вторая причина, более характерная для больших скоростей связана с тем, что при переходе от дозвуковых скоростей к сверхзвуковым центр давления аэродинамических поверхностей (в том числе и управляющих) смещается назад (об этом я упоминал здесь).

Это смещение естественно вызывает увеличения плеча приложения силы (относительно шарнира) и, в конечном итоге, рост величины шарнирного момента. Эта величина может быть значительной, так что самое время вспомнить о вреде.

О вреде.

Шарнирный момент присутствует безусловно, а на больших самолетах или же на больших скоростях (или же при том и другом вместе) он может достигать просто таки чрезмерных величин.

Так как создаваемое усилие передается на элементы системы управления, то они безусловно должны обладать определенной прочностью для того, чтобы выдержать все эти нагрузки. А увеличение прочности очень часто означает увеличение массы, что ни для какого летательного аппарата никак нельзя назвать положительным фактором.

Кроме того есть в системе управления одно звено, которое, в общем-то, невозможно ни упрочнить, ни усилить. Это пилот, воспринимающий на себя через органы управления в кабине воздействие шарнирного момента на управляющие поверхности.

Так как создаваемое усилие передается по элементам системы управления на ручку управления самолетом и педали в кабине, то летчик при пилотировании будет вынужден испытывать и преодолевать нагрузки, иной раз очень большие, а при определенных условиях полета (на соответствующей технике, конечно) может просто не справиться с управлением. Не хватит мускульной силы…

Пилоту, как и любому человеку, к сожалению свойственно уставать. Поэтому, даже если величины шарнирного момента не стол грандиозны, все равно практически всегда существует необходимость его уменьшения, то есть частичной или даже полной компенсации, для избавления летчика от лишних нагрузок при пилотировании.

Это чаще всего означает наличие дополнительных систем на самолете, то есть все та же лишняя масса. Конечно, она может быть и небольшой, в виде нескольких малоразмерных тяг или электрических исполнительных механизмов, но может быть и в виде тяжелых систем гидроусиления (об этом ниже), когда летательный аппарат вынужден возить с собой набор массивных болванок бустеров и систему их обслуживания. Вред налицо :-). Ну, а что же о пользе?

Вредные и полезные нагрузки.

Режим полета летательного аппарата в общем случае может быть либо маневренным, когда аппарат выполняет какие-либо кратковременные эволюции в полете, либо установившимся.

Когда самолет длительно находится в каком-то установившемся режиме полета, штатном или нештатном (например, в наборе высоты или при несимметричности тяги двигателей), то летчик, в зависимости от условий, бывает вынужден так же длительно прикладывает некоторые усилия к органам управления для сохранения этого режима (то есть сбалансированности самолета), тем самым противодействуя шарнирному моменту. Эти усилия называются балансировочными. Они лишь только утомляют летчика, поэтому от них желательно избавляться.

На маневренном режиме и усилия прикладываются так называемые маневренные. Природа их возникновения все та же, но значение несколько иное. Конечно, от них летчик тоже устает, но совсем от них избавляться нельзя. Ведь в соответствии с этим нагрузками, которые летчик ощущает на ручке управления и педалях, он осуществляет пилотаж. Они позволяют ему судить об интенсивности маневра, о перегрузке и поведении самолета.

В этом как раз и заключается польза (хоть и косвенная) шарнирного момента.

Исходя из всего этого и разработаны различные конструкторские решения для борьбы с шарнирным моментом. Принцип их применения во многом зависит от характера нагрузок, которые летчик воспринимает через ручку управления и педали в кабине, то есть в общем-то от режима полета.

Способы компенсации шарнирного момента.

В первую очередь будем говорить о так называемой аэродинамической компенсации.

Суть ее состоит в полезном использовании энергии набегающего потока воздуха. В результате определенных конструктивных решений на управляющих аэродинамических поверхностях (рулях) создаются условия для возникновения момента сил аэродинамической природы, сопоставимого по величине с шарнирным моментом, но направленного в противоположную сторону.

Этот вновь возникающий момент частично или полностью компенсирует шарнирный, тем самым снимая с ручки управления лишние нагрузки и облегчая пилотирование. Природа его возникновения аналогична природе возникновения «нашего вредного» момента, и по сути дела он из себя представляет точно такой же шарнирный момент, только возникающий на, так сказать, специально отведенных для этого местах.

Осевая компенсация.

Это один из самых распространенных видов простейшей аэродинамической компенсации. Распространена осевая компенсация благодаря ее простоте и эффективности, а так же из-за того, что она не уменьшает эффективность самого руля. Суть ее в том, что ось вращения рулевой поверхности смещена назад, ближе к ее центру давления (то есть точке приложения аэродинамической силы). В этом случае шарнирный момент уменьшается за счет уменьшения плеча этой силы.

Такая компенсация применяется в том числе и на многорежимных самолетах (оборудованных системой гидроусиления), летающих как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях. Она необходима для оптимальной разгрузки системы управления и снижения потребной мощности гидроусилителей на всех числах М полета, а также для обеспечения возможности аварийного перехода на ручное управление в случае отказа системы гидроусиления. Осевая компенсация цельноповоротных стабилизаторов таких самолетов часто выполняется с «перекомпенсацией».

Это означает, что на дозвуковых скоростях точка приложения аэродинамической силы (центр давления) при отклонении стабилизатора находится впереди оси вращения и способствует дальнейшему отклонению стабилизатора в крайнее положение (то есть разгружает его). На сверхзвуковых скоростях точка приложения аэродинамической силы смещается назад за ось вращения. Но, вследствие перекомпенсации на дозвуке, плечо силы на сверхзвуке получается небольшим, а значит небольшим остается и шарнирный момент.

Роговая компенсация.

Другой вид простейшей аэродинамической компенсации — это роговая компенсация. Она обычно реализуется на рулевых поверхностях килей и стабилизаторов мало- и среднескоростных самолетов.

В этом варианте управляющая поверхность снабжена так называемым роговым компенсатором. Он представляет собой часть этой поверхности (выступ), расположенную перед ее осью вращения и спрофилированную так, что в нейтральном положении она формирует законцовку киля или стабилизатора.

А при отклонении рулевой поверхности она выдвигается в поток (появляется рог)и на ней формируется аэродинамическая сила, момент которой относительно оси вращения рулевой поверхности направлен в сторону, обратную направлению шарнирного момента.

Существенный недостаток роговой компенсации, основательно снизивший ее применение в современной авиации, — это ухудшение условий обтекания аэродинамических поверхностей при полете на больших скоростях и при больших углах отклонения рулей на различных углах атаки, что вызывает ощутимое повышение лобового сопротивления и возникновение вибраций конструкции.

Для уменьшения этого эффекта роговая компенсация может быть использована в комплексе с осевой. Они дополняют друг друга и позволяют расширить диапазон их применения для различных режимов полета, тем более, что в конструктивном плане оба эти варианта имеют определенное сходство…

Внутренняя компенсация.

При этом способе носок рулевой поверхности помещается в камеру внутри несущей поверхности (крыла), которая разделена на две части гибкой непроницаемой перегородкой (называемой еще балансировочной панелью), соединенной с носком и с конструкцией крыла. В местах сопряжения рулевой поверхности с несущей оставлены узкие щели, сообщающие внутренние полости с атмосферой.

При отклонении руля на одной из его поверхностей образуется область поддавливания, а на другой область разрежения. Обе эти области через указанные щели сообщаются с внутренними полостями, в результате чего гибкая перегородка прогибается в соответствующую сторону, увлекая за собой всю рулевую поверхность.

То есть образуется момент, направленный в сторону, обратную шарнирному моменту управления. Такой тип компенсации используют обычно на элеронах, на скоростных самолетах. Здесь отсутствует выход носка управляющей поверхности в поток, тем самым не увеличивается лобовое сопротивление. Однако возможны конструктивные трудности для осуществления такой компенсации на тонких профилях.

Сервокомпенсация.

На дозвуковых однорежимных самолетах используются так называемые сервокомпенсаторы (от понятия servo-, то есть автоматическое вспомогательное устройство) или флэттнеры (по имени изобретателя, немецкого инженера Антона Флеттнера (Anton Flettner)). Такие компенсаторы представляют из себя небольшую управляющую поверхность, устанавливаемую вдоль задней кромки руля.

Конструктивно все выполнено так, что эта поверхность автоматически отклоняется в сторону, обратную отклонению руля. Создаваемая при этом аэродинамическая сила на плече до оси вращения компенсатора уравновешивает частично или полностью шарнирный момент руля.

Так как это плечо относительно велико, то даже при малой площади поверхности и небольших углах ее отклонения величина момента, который она создает, оказывается достаточной для эффективной компенсации шарнирного момента рулевой поверхности. Но при этом сервокомпенсатор несколько уменьшает эффективность руля, так как «забирает» часть его поверхности для образования компенсационного момента.

Аэродинамические сервокомпенсаторы по принципу их управления подразделяются на два вида.

Первый вид — это так называемый кинематический. В нем управление поверхностью компенсатора осуществляется с помощью тяги, связанной с неподвижной частью несущей поверхности. То есть чем больше величина отклонения руля, тем больше отклонение поверхности компенсатора. Летчик при этом не может влиять на процесс из кабины, но в наземных условиях управляющая тяга в общем случае может быть отрегулирована на разные углы отклонения.

Второй вид — более совершенный — это пружинныйсервокомпенсатор. В его конструкции основное звено — двуплечий рычаг, свободно вращающийся на оси вращения рулевой поверхности. Одно плечо этого рычага зажато между пружинами, имеющими определенную затяжку. Второе соединено с главной управляющей тягой и тягой управления поверхностью компенсатора.

Пока нагрузки на рулевую поверхность (шарнирный момент) невелики, то есть не превышают величину затяжки пружин, вся конструкция руля вращается под действием главной управляющей тяги как одно целое и руль отклоняется без отклонения компенсатора.

Но как только шарнирный момент достигнет какой-то предельной величины, которая больше затяжки одной из пружин, двуплечий рычаг начинает поворачиваться, отклоняя тем самым поверхность компенсатора. То есть весь механизм как бы включается автоматически, снижая тем самым усилия, потребные для отклонения руля управления.

Получается, что сервокомпенсатор такой конструкции можно использовать практически на любом режиме полета, потому что он работает пропорционально усилиям, действующим в системе управления, а не углам отклонения управляющих поверхностей.

Антисервокомпенсатор.
Видимо следует упомянуть и о так называемом антисервокомпенсаторе, хотя функции этого устройства прямо противоположны нашей теме. То есть антисервокомпенсатор не уменьшает шарнирный момент, а наоборот увеличивает его. Сам компенсатор отклоняется в сторону обратную для обычного сервокомпенсатора. По аналогии с «перекомпенсацией» можно сказать, что происходит «недокомпенсация» :-).

Применяется это устройство обычно на легкомоторных самолетах, которые не оборудованы отдельным рулем высоты. Его функции выполняет цельноповоротный стабилизатор. Такая конструкция делает легкий самолет достаточно чувствительным в управлении, поэтому антисервокомпенсатор «затяжеляет» управление, то есть как бы улучшает обратную связь от стабилизатора к пилоту с тем, чтобы тот «не переборщил» и не применил чрезмерные перемещения ручки управления.

Триммирование .

Существует еще один способ аэродинамической компенсации шарнирного момента. Но стоит он несколько обособленно от остальных. Дело в том, что все только что описанные компенсаторы работают с маневренными нагрузками (я о них выше говорил), а этот используется для компенсации нагрузок балансировочных (тоже об этом говорилось :-)).

Cпособ носит название триммирование (от trim, что буквально означает «приводить в порядок»). и в общем случае с его помощью балансировочные нагрузки на органах управления в кабине могут быть уменьшены до нуля. В этом случае самолет считается полностью стриммированным.

В традиционных системах триммирования активный элемент конструкции при этом способе — триммер (собственно компенсационная поверхность), а сама конструкция (как и ее аэродинамическое действие) в принципе аналогична конструкции кинематического сервокомпенсатора.

Только триммер имеет свою собственную систему управления (обычно механическую или электромеханическую) и может отклоняться летчиком из кабины, который в этом случае по своему желанию выбирает или меняет величину компенсации.

Существуют еще так называемые неуправляемыетриммеры. Они могут быть использованы на нескоростных самолетах и устанавливаются обычно на элеронах и рулях направления. Представляют из себя чаще всего отгибаемые вручную пластины и используются при наличии какой-либо аэродинамической несимметричности летательного аппарата.

Такого же типа пластины устанавливают на лопастях несущего винта вертолетов. Они работают по такому же принципу и служат для устранения так называемой несоконусности лопастей при вращении, то есть, чтобы лопасти не выходили за границы поверхности воображаемого конуса, образуемого лопастями несущего винта при его вращении.

Такие триммеры так же подгибаются вручную на основании данных специальных датчиков, полученных во время наземных испытаний.

Кроме традиционной конструкции триммера применяется также триммирование с помощью управляемого (или передвижного) стабилизатора, хотя этот способ уже нельзя отнести к аэродинамической компенсации. Угол установки стабилизатора меняется с помощью специального механизма, управляемого летчиком из кабины и не требующего от него никаких усилий.

В процессе перекладки стабилизатора угол наклона руля высоты также плавно меняется, чтобы сохранить балансировку самолета. Все это продолжается до тех пор, пока аэродинамическая сила, вновь появившаяся на стабилизаторе не станет равна силе на руле высоты, которая была там до начала перекладки. При этом усилие на ручке управления в кабине становится близким к нулю.

Другие системы.

В общем случае применение управляемого стабилизатора позволяет уменьшить размеры руля высоты и, соответственно, потребные усилия для его перемещения. Этот способ достаточно эффективен в большом диапазоне центровок и скоростей, при этом стабилизатор имеет меньшее лобовое сопротивление, нежели с традиционным триммером.

Однако, сама система перекладки стабилизатора по сравнению с обычным триммированием имеет больший вес. Кроме того существует необходимость четкого выполнения правил и параметров установки стабилизатора перед взлетом в соответствии с центровкой летательного аппарата. Несоблюдение этих правил чревато тяжелыми летными происшествиями.

Кроме регулируемого стабилизатора существуют и другие системы, в которых уменьшение воспринимаемых нагрузок осуществляется за счет уменьшения площади управляющих поверхностей, но при этом без снижения эффективности самих систем управления в целом.

В первую очередь это так называемый серворуль. В такой конструкции главная управляющая поверхность, то есть собственно руль свободно подвешен на своем шарнире и не связан с системой управления, которую контролирует пилот. Но на его конце так же шарнирно подвешена в несколько раз меньшая по площади аэродинамическая поверхность (внешне похожая на триммер), которая носит название серворуль и которая как раз и управляется летчиком из кабины.

Отклоняется серворуль в сторону, обратную необходимому отклонению главного руля. Возникающая при этом на нем сила заставляет свободно подвешенный основной руль отклоняться в нужном направлении. Это отклонение будет происходить до тех пор, пока момент от силы на серворуле не уравновесит шарнирный момент (тот самый вредный, который нужно уменьшить) на главном руле.

Такое равновесие возможно из-за большой разницы плеч сил действующих на руле и серворуле. При этом летчик на ручке управления ощущает только усилия на серворуле, то есть совсем небольшие, потому что сам серворуль имеет небольшую площадь.

Основные недостатки систем управления с серворулем — это некоторое запаздывание в отклонении основного руля и относительное ухудшение его работы на малых скоростях.

Еще один пример использования того же принципа. Это применение элерон-интерцепторов в канале поперечного управления. Сами эти органы управления приводятся в действие отдельной системой и не влияют на усилие на ручке управления самолетом. Но их параллельное с элеронами применение кроме ряда других положительных моментов ( тема для другой статьи:-)) позволяет уменьшить площадь элеронов, а значит и величину шарнирного момента на них.

Использование бустеров в системе управления.

Способов компенсации шарнирного момента, как видите, хватает. Однако, как уже говорилось ранее, величина его с ростом размеров летательного аппарата и скорости его полета растет. Рано или поздно может наступить такой момент, когда ни один из существующих приемов компенсации уже не будет эффективен (особенно это касается маневренных нагрузок).

Чтобы это избежать и увеличить возможности пилотирования человеком летательного аппарата на различных режимах на многих современных скоростных (или крупноразмерных) самолетах в каналах управления используют гидроусиление, суть которого в том, что летчик, перемещая ручку управления, воздействует только на перемещение маленького золотника (сервоклапана), то есть специального управляющего элемента в системе автоматики управления.

А уже этот золотник формирует и оказывает управляющее воздействие на большой гидроцилиндр (бустер), который связан непосредственно с самолетными рулями.

Однако, если говорить точнее, то по характеру воздействия на этот сервоклапан системы гидроусиления делятся на два вида.

Первый — это так называемые системы обратимого типа. Особенность принципа их работы (кстати, такого же как в автомобильных системах усиления руля) заключается в том, что для приведения в действие всей системы (начиная с золотника-сервоклапана) необходимо приложить некоторое небольшое первоначальное усилие, которое сдвигает управляющую поверхность вместе с сервоклапаном. В дальнейшем уже в работу по полной в ступают гидроусилители (бустеры) и пилот использует управление в полном объеме.

Положительной стороной такой системы является тот факт, что пилот при ее использовании чувствует на ручке и педалях все те же маневренные нагрузки в виде шарнирного момента. Не в полном объеме, конечно, но этого достаточно для правильного пилотирования. А недостаток ее в том, что при больших скоростях/размерах самолета нагрузки могут возрасти настолько, что пилот уже не сможет сделать первоначальный сдвиг для введения системы в действие.

Вот для таких самолетов и режимов полета существует второй вид гидросистем усиления — системы необратимого типа. При использовании таких систем полностью отсутствует обратное воздействие полетных нагрузок на ручку управления, и летчик не ощущает даже малой части тех нагрузок, которые воспринимает на себя рулевая поверхность. Все эти нагрузки полностью замыкаются на гидроусилитель.

Но, как уже упоминалось ранее, летчика нельзя полностью лишить ощущений, свойственных всему процессу управления. Ведь при помощи этих ощущений он «чувствует» самолет, и без них этого самого управления просто не будет.

Поэтому на самолетах, использующих в системах управления гидроусилители необратимого типа, применяют специальные устройства, включенные в линию проводки управления, которые имитируют полетные усилия на ручке управления и педалях. Это различные механизмы (пружинные) и гидромеханизмы загрузки, автоматы регулирования загрузки.

Автоматы регулирования используют данные о скоростном напоре, полученные от датчиков полного и статического давления воздуха, создавая тем самым реальную картину, соответствующую ручному управлению.

Совместно с механизмами загрузки работают и механизмы триммерного эффекта, так же имитирующие работу триммеров, как при полностью ручном управлении.

Механизмы триммерного эффекта в этом случае имеют принципиальное сходство с устройством триммирования на вертолете. Так как конструктивно выполнить на вертолете триммеры подобно самолетным не представляется возможным, то разгрузка ручки управления вертолета в простейшем случае выполняется с использованием электромеханического пружинного разгрузочного устройства.

==========================

На этом, пожалуй, и все. Таковы в общем и целом способы и технические решения для ограничения или же устранения эффекта шарнирного момента в системе управления летательным аппаратом. Все они применяются в той или иной степени. Какие-то часто, какие-то значительно реже, в зависимости от предназначения и конструкции самолета и вертолета.

Однако вся техника, как и и системы управления, достаточно быстро совершенствуется. Уже сейчас просматривается тенденция превращения летчика (в особенности на современных лайнерах последнего поколения) из лица активно пилотирующего в лицо пассивно контролирующее :-), за которое думает компьютер, а пилотирование осуществляют подчиняющиеся ему устройства и системы автоматики, в которых в том числе и процесс триммирования выполняется автоматически.

Если так пойдет дальше, то рано или поздно настанет момент, когда все вышеописанные технические ухищрения окажутся ненужными….

Может быть… Не исключено…Но, видимо не сейчас… Не в ближайшем будущем :-)….

В заключение некоторые характерные фотографии по теме, которые в текст впихивать не стал 🙂 …

До новых встреч.

No related posts.

Системы управления самолетом — киберпедия

Общая характеристика и основные данные

Управление самолетом в полете обеспечивают системы управления рулями, элеронами, их триммерами и закрылками. Управление рулями и элеронами прямое (бесбустерное), двойное, то есть может осуществляться с мест обоих летчиков. Для обеспечения синхронности управления штурвалы и педали левого и правого летчиков кинематически связанны между собой. Штурвалы и педали смонтированы на общем пульте управления, расположенном за приборной доской между шп. № 1 и № 3.

На каждой половине руля высоты и на левом элероне установлены триммеры, а на руле направления триммер-сервокомпенсатор. Кроме того, на каждом элероне установлены сервокомпенсаторы.

Рули и элероны на стоянке стопорятся. Для предотвращения взлета с застопоренными рулями и элеронами имеется блокировка, ограничивающая перемещение РУД.

Штурвалы управления триммерами руля высоты, переключатели управления триммерами руля направления и элерона, а также ручка стопорения рулей и элеронов размещены на центральном пульте. Предусмотрено аварийное управление триммерами руля направления и элеронов. В управление рулями, элеронами и триммерами руля высоты включен автопилот, имеющий четыре рулевые машины.

Система управления рулем направления связана с системой торможения и поворотом колес.

Система управления закрылками электрогидромеханическая. Выпуск и уборка закрылков осуществляется гидроприводом посредством трансмиссионного вала и винтовых подъемников. Управление выпуском и уборкой закрылков производится с центрального пульта.

Основные данные

1. Угол отклонения элеронов:

вверх …….……..…….…….…….…….…….…….…….24^о

вниз ……. ….…….…….…….…….…….…….………16^о

2. Угол поворота штурвалов

для полного отклонения элеронов ………………………±90^о

3. Угол отклонения триммера элерона …….…….……±7^о

4. Угол отклонения сервокомпенсаторов элеронов:

вверх ………….…….…….…….…….…….…….….…9,5^о

вниз …………….…….…….…….…….…….…….….14,5^о

5. Угол отклонения руля высоты:

вверх …………….…….…….…….…….…….………..25^о

вниз …………….…….…….…….…….…….…………20^о

6. Перемещение штурвала для полного

отклонения руля высоты:

на себя …….………….…….…….…….…….…..…200 мм

от себя ………….…….…….…….…….…….…..…160 мм

7. Угол отклонения триммера руля высоты:

вверх …….…….…….…….…….…….…….…….…..…25⁰

вниз ………….…….…….…….…….…….…….………15⁰

8. Угол отклонения руля направления …..….…….…±25⁰

9. Перемещение педалей для полного

отклонения руля направления …..…….…….………±100 мм

10. Диапазон регулировки положения педалей ..…120мм

11. Угол отклонения

триммера-сервокомпенсатора ……………………………±19^о

12. Угол отклонения закрылков:

при взлете …………….…….…….…….…….…………15^о

при посадке …….…….…….…….…….…….…….……38^о

13. Время выпуска закрылков на угол 38^о

от основной гидросистемы …………………………..14…17 с

14. Время уборки закрылков с угла 38^о

от основной гидросистемы ……………………………7…11 с

15. Время выпуска закрылков от

аварийной гидросистемы ……………………………20…30 с

Устройство, элементы управления и контроля

Работы системы управления

Рулями и элеронами

Устройство системы

В систему входят (рис. 6.1…рис.6.3):

Триммер (авиация) Википедия

Рис. 6.1.Система управления рулем высоты:

1 – труба штурвальных колонок; 2 – загрузочная пружина; 3 – штурвальные колонки; 4 – гермовывод; 5 – рулевая машина автопилота; 6 – руль высоты;

7 – проводка управления.

пульт управления рулями и элеронами,предназначенный для передачи движения от штурвалов и педалей через проводку управления на рулевые поверхности самолета. Состоит из двух штурвалов со штурвальными трубами 1 (Рис. 6.3), двух штурвальных колонок 3 (Рис. 6.1), закрепленных на трубе, двух пружинных загрузочных механизмов 2 (Рис. 6.1), двух пар педалей 2 (Рис. 6.2), вала синхронизации педалей, опорной трубы 1 (Рис. 6.1), кронштейнов, тяг, качалок и других деталей. Взаимоперемещающиеся детали пульта установлены на шарикоподшипниках. Загрузочные механизмы (пружины) препятствуют выводу самолета на опасную отрицательную перегрузку. В полете это возможно только при резкой отдаче штурвала от себя при выпущенных закрылках на 38^о. Они вступают в работу при отклонении колонок вперед на ход, соответствующий отклонению руля высоты вниз на угол более 6^о. Независимость отклонения руля высоты и элеронов обеспечивается совпадением геометрической оси качания штурвальных колонок с осями тяг управления элеронами. Опорная трубка пульта крепится к бортам фюзеляжа между шп. № 1 и № 3. На ней закреплены кронштейны опорных узлов с подшипниками и роликами, в которых перемещаются штурвальные трубы вдоль и вокруг своих осей, а снизу подвешены педали и качалки управления рулем направления;

Триммер (авиация) Википедия

Рис. 6.2.Система управления рулем направления:

1 – вал; 2 – педаль; 3 – проводка управления; 4 – рулевая машина; 5 – руль направления; 6 – пружинная тяга; 7 – триммер-сервокомпенсатор; 8 – вал ру-

ля направления; 9 – гермовывод.

проводка управления рулями и элеронами7 (Рис. 6.1), 3 (Рис. 6.2), 2 (Рис. 6.3), предназначенная для обеспечения связи между пультом управления и рулевыми поверхностями. Представляет собой систему тяг и качалок. Тяги от пульта управления до шп. № 4 проложены выше уровня пола кабины экипажа под кожухом, а между шп. № 4…№ 7 – ниже уровня пола. По стенке шп. № 7 тяги поднимаются вверх и далее идут под потолком фюзеляжа до заднего лонжерона крыла. Отсюда тяги управления рулями идут в хвостовую часть фюзеляжа, а тяги управления элеронами через вал гермоузла соединяются с тягами, идущими вдоль заднего лонжерона крыла к левому и правому элеронам. Тяги управления рулями на шп. № 40 проходят через общий гермоузел 9 (Рис. 6.2). На шп. № 43 тяги через секторы-качалки и цепную передачу соединены с рулевыми машинами автопилота 5 (Рис. 6.1), 4 (Рис. 6.2). Рулевая машина автопилота системы управления элеронами 4 (Рис. 6.3) установлена на заднем лонжероне центроплана и соединена с валом гермоузла. Тяги системы управления изготовлены из дюралюминиевых труб, качалки в основном выштампованы из алюминиевого сплава, а кронштейны отлиты из магниевого сплава;

Триммер (авиация) Википедия

Рис. 6.3.Система управления элеронами:

1 – труба штурвала; 2 – проводка управления; 3 – гермовывод; 4 – рулевая

машина; 5,6 – секции элерона.

механизм управления триммерами руля высоты, предназначенный для передачи движения от штурвалов управления триммерами через тросовую проводку непосредственно к триммерам. Смонтирован на двух опорах, которые крепятся к центральному пульту. На оси механизма установлены штурвалы, диски и тросовой барабан. Ось вращается в шариковых подшипниках, запрессованных в опоры. Крутящий момент от штурвала передается на диск, а с диска через шлицевое соединение на вал и соединенный с ним тросовой барабан, а также через спиральные канавки диска на стрелку. На верхних частях опор установлены трафареты с нанесенными на них делениями. По положению стрелки относительно этой градуировки определяется величина отклонения триммера. Кроме того, на трафарете указаны рекомендуемые положения триммеров руля высоты в зависимости от центровки самолета;

проводка управления триммерами руля высоты(рис.6.4), тросовая, охватывая три группы роликов, проходит под полом кабины летчиков и поднимается в коробе вдоль задней стороны шп. № 7. Далее тросы 2 проходят под потолком кабины левее тяг проводки управления рулями и поддерживаются текстолитовыми направляющими 7 в районе шп. № 13, 17, 23, 29. Герметический вывод проводки установлен на шп. № 40. Тросовая проводка соединяет тросовой барабан механизма управления с тросовым барабаном винтового механизма;

Триммер (авиация) Википедия

Рис. 6.4.Система управления триммерами:

1 – штурвалы управления триммерами РВ; 2 – тросовая проводка; 3 – гермовывод на шп. № 40; 4 – триммеры РВ; 5 – триммер-сервокомпенсатор РН; 6 – винтовой механизм; 7 – текстолитовая направляющая; 8 – триммер

элерона; 9 – ролики; 10,11 – упоры.

винтовой механизм6, предназначенный для преобразования вращательного движения тросового барабана в поступательное движение штока, которое передается через качалки и тяги на триммеры руля высоты. На оси барабана жестко закреплена шестерня, соединенная цепью с шестерней рулевой машины автопилота;

механизм управления рулем направления и совмещенным триммером-сервокомпенсатором, предназначенный для отклонения руля направления и снятия нагрузки с проводки управления в зависимости от усилий действующих на руль направления в полете. Основными элементами механизма являются: вал, который установлен в руле на подшипниках и может поворачиваться относительно руля направления; пружинная тяга; электромеханизм МП-100М; система качалок, рычагов и тяг. Если усилие на пружинной тяге от педалей не превышает предварительной затяжки пружины, то вся система, смонтированная на валу, вместе с рулем направления отклоняется как одно целое. Сервокомпенсатор также неподвижен относительно руля. Если же усилие в пружинной тяге превысит предварительную затяжку пружины, то пружинная тяга удлинится (укоротится), и тем самым вал повернется относительно руля направления. Сервокомпенсатор, связанный с валом тягой, отклонится в сторону противоположную повороту руля, при этом уменьшается его шарнирный момент до величины, которую может преодолеть усилие, приложенное к рулю сжатой пружинной тягой. Происходит дальнейшее отклонение руля. При этом на педали будет передаваться только усилие сжатия пружины. Предварительная затяжка пружины составляет 32,5 кгс, что соответствует усилиям на педалях 15 кгс. Усилие сжатия пружины при полном отклонении педалей составляет 108,5 кгс, при этом к самим педалям должно быть приложено усилие 50 кгс. При проверке отклонений руля направления ходу педалей 80 мм соответствует отклонение руля на 25^о. При дальнейшем передвижении педалей на полный ход, равный 100 мм, сервокомпенсатор отклонится на угол 19^о в сторону, противоположную отклонению руля. При включении электромеханизма МП-100М триммер-сервокомпенсатор отклоняется как обычный триммер. Движение штока электромеханизма через пружинную тягу и систему рычагов и качалок передается на вал, который, проворачиваясь относительно руля, через тягу передает движение на триммер. Механизм управления установлен в нижней части руля направления;

механизмы отклонения элеронов, предназначенные для дифференциального отклонения секций элеронов вверх и вниз при отклонении штурвала на одинаковый угол. Каждый механизм состоит из вала и рычагов, закрепленных на валу под разными углами. Установлены на заднем лонжероне крыла, по одному на каждую секцию;

сервокомпенсаторы элеронов, предназначенные для уменьшения шарнирного момента элеронов и, вместе с тем, для уменьшения усилий передающихся от элеронов на штурвал. Установлены на концевых секциях элеронов;

механизм управления триммером элерона, предназначенный для дистанционного управления отклонением триммера. Состоит из электромеханизма МП-100М, качалки и тяги. Установлен на корневой секции левого элерона;

гермоузел систем управления рулями высоты и направления,предназначенный для герметического вывода тяг и тросов управления из гермокабины в негерметичную часть фюзеляжа (крыла). В корпусе и крышках гермоузла (шп. № 40) на шарикоподшипниках установлены два вала. На каждом валу закреплены две качалки, одна из которых расположена в герметичной зоне, вторая – в негерметичной. Валы уплотнены в крышках гермоузла резиновыми кольцами и войлоковыми сальниками, герметизация тросов осуществляется резиновыми шариками; гермоузел системы управления элеронами, установленный на заднем лонжероне крыла, принципиально по устройству не отличается от гермоузла, выполненного на шп. № 40;

механизмы стопорения, предназначенные для фиксации руля направления и элеронов в нейтральном положении, а руля высоты в крайнем нижнем с целью предохранения их и проводок управления от раскачивания ветром при стоянке самолета. Механизмы стопорения рулей и элеронов принципиально не отличаются друг от друга и состоят из корпуса, стопора, пружины стопора, возвратной пружины и рычага управления стопором, который тросовой проводкой связан с рукояткой управления, установленной на левой стороне центрального пульта. Стопор руля направления входит в гнездо торцевой нервюры руля, стопор руля высоты – в гнездо рычага вала руля высоты, стопор элеронов – в гнездо ступицы рычага вала гермоузла.

1. Трехпозиционный переключатель “Закрылки, Выпуск–Откл.–Уборка” (Рис. 6.9), предназначенный для подачи питания через механизм концевых выключателей МКВ-2А на электрогидравлические краны ГА-163/16 и ГА-140. Установлен на центральном пульте. Блокируется поворотной шайбой.

Триммер (авиация) Википедия

Рис. 6.9.Электросхема управления закрылками:

5 – переключатель ПНГ-15К управления закрылками; 6 – концевой выключатель А802В выпущенного положения закрылков; 7 –концевой выключатель А802В убранного положения закрылков; 8 – электрогидравлический кран ГА163/16 управления закрылками; 244 – переключатель 2ВГ-15К аварийного выпуска закрылков; 246 – концевой выключатель А802В выпущенного положения закрылков; 248 – электрогидравлический кран ГА192 аварийного

выпуска закрылков; 2493 – конденсаторы; 3118 –диод.

2. Спаренный двухпозиционный выключатель “Аварийный выпуск закрылков”, предназначенный для подачи питания на включение аварийной насосной станции НС-14 и через механизм концевых выключателей МКВ-2А на электрогидрокран ГА-192. Установлен на центральном пульте под красным колпачком.

3. Указатель положения закрылков УЗП-1, предназначенный для индикации положения закрылков в диапазоне от 0^o до 38^o. Сигнал поступает от датчика из комплекта УЗП-1. Установлен на центральном пульте под панелью выключателей СППД.

4. Сигнальное табло “Выпусти закрылки” (красное), горит на земле, если закрылки не находятся в положении 15±2^o, а РУДы переведены в положение более 76^о по УПРТ. Одновременно включается сирена. Установлен на СППД (ППС-2, справа).

5. Риски визуального контроля положения закрылков,расположенные на правой мотогондоле с левой стороны.

Работа систем управления

6.4.1. Работа систем управления рулями,

элеронами и их триммерами

Управление рулем высоты (РВ) осуществляется перемещением штурвала и штурвальной колонки “от себя” и “на себя”. При этом движение от пульта управления через тяги и качалки передается на руль высоты, который отклоняется вниз на 20^о, вверх – на 25^o. При отклонении РВ вниз на 6 2^o и более сжимаются загрузочные пружины, предупреждая летчика о выходе самолета на большие отрицательные перегрузки. При включенном автопилоте его рулевая машина вызывает поворот секторной качалки и перемещение проводки управления РВ. Предельно допустимые усилия на колонке при отклонении РВ на земле составляют “на себя” – 7 кгс, “от себя” – 75 кгс.

Управление триммерами РВ осуществляется с помощью двух штурвалов, расположенных на центральном пульте. При вращении штурвалов движение через тросовую проводку передается на барабан винтового механизма, в котором вращательное движение преобразуется в поступательное движение штока, которым через качалки и тяги отклоняются триммеры РВ вверх на 25^o, вниз – на 15^o. При включенном автопилоте его рулевая машина вызывает поворот барабана винтового механизма, а, следовательно, вращение штурвальчика и отклонение триммера. Предельно допустимые усилия на штурвальчиках при отклонении триммеров РВ на земле составляет не более 3 кгс. При отказе в полете автотриммера штурвальчик не вращается и горит табло “Наличие усил. РВ”.

Управление элеронами осуществляется вращением штурвалов. При вращении штурвалов по часовой стрелке правый элерон отклоняется вверх на 24^o, а левый вниз на 16^o и наоборот. Сервокомпенсаторы элеронов при этом соответственно отклоняются на 14,5^o вниз на концевой секции правого элерона и 9,5^o вверх – левого элерона. Движение от штурвалов передается с помощью тяг и качалок к механизмам управления секциями элеронов, которые обеспечивают дифференциальное их отклонение. При включенном автопилоте перемещение проводки управления осуществляется рулевой машиной, которая связана с валом гермоузла. Предельно допустимые усилия на штурвалах при отклонении на земле составляют 6 кгс.

Управление триммером элерона электродистанционное осуществляется электромеханизмом МП-100М, который установлен на лонжероне левого элерона. Включение электромеханизма осуществляется нажимным переключателем, расположенным на центральном пульте. Там же установлена зеленая сигнальная лампа нейтрального положения триммера (механизма МП-100А). Триммер элеронов отклоняется на ±7^o. В системе предусмотрено аварийное управление, которое осуществляется переключателем, установленным под СППД. При этом основное управление триммером отключается. При включенном автопилоте ручное управление триммером отключается, и на центральном пульте горит сигнальная лампа “Триммер элеронов отключен”.

Управление рулем направления (РН) осуществляется путем отклонения педалей. При полном отклонении педалей РН отклоняется на ±25^o, сервокомпенсатор при этом отклоняется на ±19^o в противоположную сторону. Движение от педалей передается через тяги и качалки к механизму управления РН и совмещенным триммером-сервокомпенсатором, а также через пружинную тягу к механизму РГ-8 систему управления поворотом колес передней опоры шасси. Сервокомпенсатор начинает отклонятся при усилиях на педалях более 15 кгс. Предельно-допустимые усилия на педалях при отклонении РН на земле составляют 14 кгс. Работа основного и аварийного управления триммером РН аналогична работе триммера элеронов.

6.4.2. Работа системы управления закрылками

При выпуске закрылков напряжение от переключателя “Закрылки” подается на электрогидрокран ГА-140 и электромагнит “Выпуск” электрогидрокрана ГА-163/16. Жидкость под давлением из основной гидросистемы одновременно поступает через челночный клапан под поршень фрикционного тормоза гидропривода закрылков для растормаживания трансмиссии и через клапан ограничения расхода, гидрозамок и челночный клапан в гидромоторы привода. Закрылки выпускаются. Жидкость из гидромоторов через гидрозамок и электрогидрокран ГА-163/16 сливается в гидробак. В промежуточном положении закрылки фиксируются тормозом и гидрозамком.

При уборке закрылков, напряжение от переключателя “Закрылки” подается на электрогидрокран ГА-140 и электромагнит “Уборка” электрогидрокрана ГА-163/16. Жидкость под давлением из основной гидросистемы одновременно поступает через челночные клапаны под поршень фрикционного тормоза гидропривода для растормаживания трансмиссии и через гидрозамок в гидромоторы. Закрылки убираются. Жидкость из гидромоторов через челночный клапан, гидрозамок, клапан ограничения расхода жидкости и кран ГА-163/16 сливается в гидробак.

При полностью убранных (выпущенных) закрылках срабатывают концевые выключатели в МКВ-2 и обесточивают краны ГА-140 и ГА-163/16, закрылки фиксируются фрикционным тормозом гидропривода и гидрозамком.

При аварийном выпуске закрылков напряжение от выключателя “Аварийный выпуск закрылков” одновременно подается на включение аварийной насосной станции НС-14 и электрогидрокрана ГА-192. Жидкость из аварийной системы одновременно поступает через челночный клапан под поршень фрикционного тормоза гидропривода, в гидрозамок для его открытия и через челночный клапан в гидромоторы привода. Закрылки выпускаются. Жидкость из гидромоторов сливается через гидрозамок и электрогидрокран ГА-163/16 в гидробак.

Проверка системы перед полетом

При выполнении внешнего осмотра необходимо осмотреть рули, элероны, триммеры, сервокомпенсаторы, закрылки. При осмотре обратить внимание на отсутствие повреждений, льда, снега, целостность узлов навески.

При осмотре кабины экипажа убедиться, что:

штурвалы и кнопки на нем не имеют внешних повреждений;

рули и элероны застопорены;

переключатель основного управления закрылков находится в положении “Нейтрально” и законтрен блокировочной шайбой;

переключатель аварийного выпуска закрылков находится в отключенном положении и закрыт красным предохранительным колпачком;

педали отрегулированы под рост летчика.

После включения питания необходимо расстопорить рули и элероны и проверить отклонение руля высоты, элеронов, руля направления, сервокомпенсаторов элеронов и руля направления, а также работоспособность их триммеров. Проверку производит командир экипажа, помощник командира экипажа находится снаружи самолета и выполняет роль связного.

При проверке необходимо контролировать правильность отклонения рулевых поверхностей в ту или иную сторону. При перемещении штурвальной колонки от себя будут ощущаться дополнительные усилия от обжатия загрузочных пружин.

Для проверки отклонения триммера РВ необходимо повернуть штурвал триммера на 1- 2 оборота от себя и убедиться что оба триммера РВ отклонились вверх, стрелка указателя “Триммер высоты” переместилась в положение “Самолет-вниз”, после чего повернуть штурвал триммера РВ на 2-4 оборота от себя и убедиться, что оба триммера РВ отклонились вниз, а стрелка указателя переместилась в положение “самолет-вверх”. После проверки триммер РВ установить в нейтральное положение.

Для проверки работоспособности триммеров элеронов (РН) необходимо на две три секунды нажать переключатель “Крен” (“Разворот”) в положении “Лев.” (“Влево”) и убедится, что сигнальная лампа “Трим. нейтр. Элерон (РН)” погасла, триммер элерона (РН) отклонился вниз (вправо), после чего необходимо переключатели управления триммерами нажать в положение “ПрАв.” (“Вправо”) и убедится, что триммер элерона (РН) отклонился вверх (влево). При прохождении триммерами нейтрального положения должны кратковременно загораться сигнальные лампы нейтрального положения.

После проверки импульсным нажатием переключателей триммеры устанавливаются в нейтральное положение.

После запуска двигателей необходимо проверить выпуск и уборку закрылков, для чего:

убедиться в том, что закрылки находятся на 0^o по указателю и вписались в контур крыла;

выпустить закрылки на 38^o по указателю и убедится, что закрылки выпустились полностью (по контрольной риске на левой стороне правой мотогондолы);

убрать закрылки на 15^o по указателю и убедиться, что они зафиксировались в этом положении (по контрольной риске на левой стороне правой мотогондолы).

Эксплуатация систем на рулении и в полете

Перед выруливанием со стоянки необходимо расстопорить рули и элероны и убедиться, что закрылки выпущены на 15^o. При этом помощник командира экипажа должен удерживать штурвал в переднем, а педали в нейтральном положении, учитывая, что загрузочные пружины до расстопорения сжаты.

На предварительном старте необходимо проверить нейтральное положение триммеров элеронов и РН, положение триммера руля высоты соответствующее центровке самолета, положение закрылков.

На разбеге и взлете выдерживать направление вдоль оси ВПП, соответствующим отклонением педалей.

После взлета на высоте не менее 150 м при скорости 280 км/ч убрать закрылки. Закрылки убираются импульсами по 5…7^o. В процессе уборки закрылков не допускать уменьшение высоты и контролировать синхронность их уборки.

В полете, после набора заданного эшелона, сбалансировать самолет отклонением органов управления и снять с них усилия соответствующими триммерами.

При заходе на посадку после третьего разворота на скорости 290…300 км/ч выпустить закрылки на 15^о. Выпуск закрылков сопровождается стремлением самолета к кабрированию и уменьшению скорости. Кабрирование самолета парируется плавной отдачей штурвала от себя. После выпуска закрылков на 15^o установить скорость 250…280 км/ч (в зависимости от посадочной массы самолета) и сбалансировать самолет триммерами.

На предпосадочной прямой, до входа самолета в глиссаду, в горизонтальном полете или на снижении установить скорость 230…260 км/ч (в зависимости от посадочной массы) и выпустить закрылки на 38^o. Закрылки выпускаются импульсами по 5…7^o.

При уходе на второй круг на высоте не менее 120 м над рельефом местности на скорости до 240 км/ч импульсами убрать закрылки до 25^o, а после достижения скорости 250 км/ч – до 15^o.

После освобождения ВПП убрать закрылки полностью (если задание закончено) или до 15^o(если предстоит следующий взлет).

После заруливания на стоянку, перед выключением двигателей, застопорить рули и элероны, после выключения двигателей установить триммеры в нейтральное положение.

Эксплуатация систем при отказах и неисправностях

1. Если не снимаются усилия со штурвалов или педалей при нажатии переключателей основного управления триммерами элеронов или РН, то необходимо перейти на аварийное управление триммерами переключателями, установленными под СППД слева. Возможной причиной отказа в этом случае является отказ переключателей основного управления триммерами.

2. Если не снимаются значительные усилия со штурвалов или педалей при управлении от основного и аварийного управления триммерами, то необходимо:

парировать крен и разворот самолета;

отключить АЗС триммера элерона или РН;

создать асимметрию тяги двигателей для уменьшения усилий на штурвале и педалях;

установить скорость полета 300 км/ч при полете в спокойной атмосфере или 330 км/ч при полете в турбулентной атмосфере;

доложить о случившемся РП и следовать по маршруту до ближайшего аэродрома;

командиру экипажа и его помощнику пилотировать самолет поочередно, сменяясь по мере усталости;

посадку выполнить при симметричной тяге двигателей.

Возможной причиной может быть отказ электромеханизмов МП-100 управления соответствующим триммером или цепей их питания.

3. Если не убираются закрылки при нажатии переключателя основного управления закрылками в положение “Уборка” и указатель положения закрылков показывает 15^o, то необходимо выполнить полет по кругу и произвести посадку с закрылками в положении 15^o. Возможными причинами могут быть отказ основной гидросистемы, отказ электрогидрокранов ГА-163/16 или ГА-140, а также цепей питания.

4. Если не выпускаются закрылки при нажатии переключателя основного управления закрылками в положение “Выпуск” и указатель показывает 0^o, то необходимо закрылки выпустить от аварийной гидросистемы на угол 15^o выключателем “Аварийный выпуск закрылков”,установленным на центральном пульте. Возможными причинами невыпуска закрылков могут быть: отказ основной гидросистемы, отказ электрогидрокранов ГА-163/16 или ГА-140, а также цепей их питания.

5. Если закрылки не выпускаются при нажатии переключателя “Аварийный выпуск закрылков”, то необходимо выпустить закрылки от системы ручного насоса для чего:

установить кран питания ручного насоса в положение “Из гидробака”;

установить семипозиционный кран управления в положение “К кранам 1, 2, 3 и в авар. сист.”;

открыть дроссельный кран;

открыть кран кольцевания “Кран включения аварийн. давл. в основн. Систем.”;

переключатель “Закрылки” установить в положение “Выпуск” и удерживать его в таком положении;

создать давление с помощью ручного насоса и выпустить закрылки на угол 15^o.

Возможными причинами невыпуска закрылков в этом случае может быть отказ аварийной гидросистемы, отказ крана ГА-192 или цепи его питания.

6. Если при выпуске (уборке) закрылков появляется кренение самолета, то необходимо выпуск (уборку) закрылков прекратить и произвести посадку не изменяя положение закрылков. Возможной причиной кренения самолета может быть разрушение (обрыв) трансмиссии системы управления закрылками.

Г Л А В А 7

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА

Топливные баки I очереди (группы) № 4, 5, 1, 2, 6 (Рис. 7.1) – мягкие, вулканизированные из керосиностойкой листовой резины толщиной 0,7 мм. Размещены по пять в межлонжеронном пространстве между нервюрами № 1…6 центроплана. Форма баков поддерживается металлическими обручами из дуралюминия, установленными внутри баков. На боковых стенках баков имеются межбаковые соединения 56: в верхней части – для дренажа, в нижней части – для перетекания топлива. В баках № 2 нижние межбаковые соединения имеют обратные клапаны 57, обеспечивающие перетекание топлива из соседних баков № 6 и №1.

На баках установлены следующие агрегаты:

заливная горловина 3 на верхней стенке бака № 1;

сливной кран 67 на нижней стенке бака № 1;

заправочный кран 4 на передней стенке бака № 1;

датчики 19 № 2 и №1 топливомера соответственно на верхних стенках баков № 2 и №5;

дренажный угольник на верхней стенке бака № 4;

поплавковый клапан дренажа 59 на верхней стенке бака № 6;

подкачивающий насос 58 на задней стенке бака № 2.

Топливные баки–отсеки, расположенные в кессонах средних частей крыла герметизированных посредством герметика У30МЭС-5, между нервюрами № 7 и №12. Каждый кессон разделен на 2 бака – № 3 (II очередь) 1 и № 3а (III очередь) 38. Стенка нервюры № 8а имеет в верхней части дренажные отверстия, через которые, кроме того, при заправке переливается топливо.

В баке № 3 (нервюры № 8а…12) II очереди установлены следующие агрегаты:

2 датчика топливомера на верхней панели крыла у нервюр № 9 и №11а;

перекачивающий насос в нижней панели крыла;

сливной кран 67 на нижней панели крыла.

В баке № 3а (нерв. № 7-8а) III очереди установлены следующие агрегаты:

2 датчика топливомера на верхней панели крыла у нервюр №7а и №8а;

заливная горловина 3 на верхней панели крыла;

заправочный кран 4 на передней стенке бака;

сливной кран на нижней панели крыла;

сигнализатор критического давления 5 в топливных баках;

подкачивающие насосы 40 (2 шт.) на нижней панели крыла у нервюры №7а (задний) и №8 (передний);

поплавковый клапан перекачки 65 на верхней панели крыла.

Триммер (авиация) Википедия

Топливные баки имеют систему дренажа, которая обеспечивает сообщение надтопливного пространства баков с атмосферой на всех режимах полета, в том числе и при аварийном снижении.

Для левой и правой частей крыла система выполнена раздельно, каждая из которых состоит из основных трубопроводов 55, соединяющих первую и третью очереди баков с заборником дренажа 3, дренажной мачтой 36 и дренажными бачками 42, 52, а также трубопровода, соединяющего между собой мягкие баки.

Трубопроводы проложены над мягкими баками и в носке крыла по переднему лонжерону.

Дренажный бачок 52, установленный на нервюре № 6, служит для сбора топлива, попадающего в основные дренажные трубопроводы при эволюциях самолета и слива его в бак № 6 I очереди баков, через обратный клапан. Бачок основными трубопроводами сообщается с баком № 4 через дренажный угольник, с баком № 6 через поплавковый клапан 59, а также с дренажным бачком 42, установленным у нервюры № 11. В носке крыла у нервюры № 12 установлен сливной кран 44 нажимного типа, к которому от этого бачка подведена трубка.

От трубопровода на переднем лонжероне дренаж введен через дренажную мачту 36 в бак № 3а, которая предотвращает выбрасывание топлива из бака № 3а в дренажный трубопровод. Дренажная мачта представляет собой раструб, выведенный над обшивкой крыла у нервюры № 7, прикрытый обтекателем.

Заборник дренажа 43 служит для подвода воздуха из атмосферы в дренажный бачок и далее по трубопроводам в надтопливное пространство баков. На случай засорения заборника дренажа топливные баки сообщаются с атмосферой через обратные клапаны, установленные в ответвлениях в дренажные трубопроводы. Концы ответвлений выведены за нижнюю обшивку носка крыла у заборника дренажа нервюры № 12. Обратный клапан 41 срабатывает при отрицательном перепаде давления в баках 0,01 кгс/см².

Дренаж мягких топливных баков осуществляется через дренажный угольник бака № 4 и поплавковый клапан бака № 6.

Дренаж баков № 3а, №3 осуществляется через дренажные мачты.

Система предназначена для бесперебойной подачи топлива к двигателям на всех режимах их работы и полета самолета, в том числе и при отрицательных перегрузках.

В систему каждой из половин крыла входят следующие агрегаты:

центробежные подкачивающие насосы ЭЦН-14БМ (2 шт.)40, производительностью 4000 л/час с приводом от электродвигателя постоянного тока. Установлены внутри топливного бака № 3а снизу в специальных колпаках. Обеспечивают подачу топлива к двигателям из бака № 3а;

сдвоенный обратный клапан63, тарельчатого типа, обеспечивающий подачу топлива в двигатель при отказе одного из насосов бака № 3а. Установлен за насосами III очереди баков. Он имеет два штуцера и общий корпус. Одна из тарелок клапана прижимается к седлу пружиной, а вторая лежит свободно на седле;

сигнализаторы давления СДУ3А-О,35 (2 шт.)45, сигнализирующие о работе насосов, если избыточное давление топлива за насосами более 0,35 кгс/см². Подключены к трубопроводам топливной системы за подкачивающими насосами до сдвоенного обратного клапана;

топливный пожарный кран34, заслоночного типа с приводом от электромеханизма МЗК-2 постоянного тока. Служит для прекращения подачи топлива в двигатель. Установлен в средней части мотогондолы двигателя справа по полету.

Система перекачки топлива

Система предназначена для непрерывного пополнения топливом расходных баков III очереди. В систему каждой из половин крыла входят следующие агрегаты:

перекачивающий насос агр. 463Б58, центробежного типа, внебакового исполнения с приводом от электродвигателя постоянного тока. Установлен на задней стенке мягкого бака № 2. Обеспечивает перекачку топлива из мягких баков в бак № 3а;

перекачивающий насос ЭЦН-14БМ, центробежного типа. Установлен внутри топливного бака № 3 снизу в специальном колпаке, обеспечивая перекачку топлива из бака № 3 в бак № 3а;

обратные клапаны (2 шт.)46, тарельчатого типа. Один из клапанов установлен за перекачивающим насосом первой группы баков. Тарелка этого клапана прижимается к седлу пружиной. Второй обратный клапан установлен за насосом II очереди баков, и его тарелка лежит на седле свободно. Наличие подпружиненных обратных клапанов в трубопроводе за перекачивающими насосами I группы обеспечивают наибольшую выработку топлива и надежность питания двигателей при обесточенных подкачивающих насосах. При малых остатках топлива они перекрывают трубопроводы;

клапан перекачки65 (поплавковый), служащий для предотвращения переполнения баков III очереди топливом перекачиваемым насосами I и II очереди;

сигнализаторы давления СДУ 3А-0,35 (2 шт.) (с нормально-разомкнутыми контактами), сигнализирующие о работе насосов, если избыточное давление за ними более 0,35 кг/см². Подключены к трубопроводам за перекачивающими насосами;

кран перекачки64, клапанного типа с приводом от электромеханизма МЗК-2. Предназначен для:

сообщения магистрали от подкачивающих насосов I и II группы через клапаны перекачки с III очередью (при нормальной работе топливной системы);

для перекрытия линии перекачки и сообщения магистралей от подкачивающих насосов I и II очереди с магистралью питания двигателя в случае выработки топлива самотеком (при обесточенных перекачивающих насосах).

Установлен за задним лонжероном крыла в районе нервюры № 7а крыла.

кран кольцевания23, заслоночного типа с приводом от электромеханизма МЗК-2. Обеспечивает соединение между собой расходных баков. Установлен в трубопроводе кольцевания, проложенном по переднему лонжерону центроплана.

трубопроводы, от насосов проложены по заднему лонжерону крыла и подсоединены к магистралям питания двигателей;

топливомер СПУТ1-5ВЕ, предназначенный для измерения суммарного запаса топлива в группах одной половины крыла, измерения запаса топлива в каждой группе баков, автоматического отключения подкачивающих насосов первых и вторых групп, выдачи сигнала при остатке резервного запаса топлива 580кг. Эти функции выполняются блоками измерения БИ-12-2 и блоками автоматики (управления) БУ9В-3. Измерение запаса топлива в баках основано на измерении электрической емкости датчика-конденсатора, а выдача сигнала на отключение насосов и резервного остатка топлива на свойстве катушки изменять индуктивность при введении в нее (при определенном уровне топлива) ферромагнитного сердечника на поплавке. Кроме того, топливомер автоматически учитывает изменение плотности топлива при изменении температуры за счет установки дополнительных датчиков-компенсаторов, которые постоянно находятся в топливе. В баках первой очереди (группы) установлены четыре датчика топливомера с сигнализатором ДТС10А, второй очереди (группы) – два датчика-топливомера ДТ-27А и два датчика-топливомера с сигнализатором ДТС10А, третьей очереди (группы) – два датчика-компенсатора с сигнализатором ДТСК4А. Измерение емкости датчиков и выдача сигналов на включение насосов и резервного остатка топлива производится при помощи мостов переменного тока, одним плечом которых является датчик. Топливомер также выдает сигнал на автоматическое закрытие кранов централизованной заправки.

1. Четыре нажимных переключателя “УПР. КРАНАМИ ЗАПРАВКИ”, предназначенные для управления электромеханизмами МЗК-3 заправочных кранов. Имеют положения “Закрыты–Открыты”.

2. Автомат защиты АЗР-6 “ПИТАНИЕ СИСТЕМЫ ЗАПРАВКИ”,предназначенный для подачи питания на блоки управления заправкой постоянного 27В и коммутации переменного ~115В напряжения. Имеет положения “Выкл.–Питание системы заправки”.

3. Два автомата защиты АЗР-6 “Краны заправки”, обеспечивающие поступление напряжения питания 27В на четыре нажимных переключателя “Упр. кранами заправки”.

4. Лампа “Включено” ~ 115 В (желтая), горит при включении автомата защиты “Питание системы заправки”и наличии напряжения 115В вблокеуправления бу9в-3.

5. Четыре сигнальные лампы “лампа горит–кран закрыт”(желтые), сигнал поступает от МКВ электромеханизмов заправочных кранов. Гаснут сразу же, как только электромеханизмы начинают открывать их.

6. Четыре сигнальные лампы “Лампа горит–Бак заполнен”(желтые), сигнал поступает от топливомеров при наполнении групп баков.

7. Сигнальная лампа “Крит. давл.”(красная), включается сигнализатором давления топлива в трубопроводах системы заправки при давлении топлива ³3,5 кгс/см² или сигнализатором давления топлива в топливных баках при давлении ³0,1 кгс/см².

Все элементы управления и контроля системы централизованной заправки расположены на щитке управления заправкой в отсеке шасси гондолы левого двигателя.

Работа систем подачи и перекачки топлива

На самолете установлена следующая очередность расходования топлива из групп:

первая очередь – группа I (баки № 1, 2, 4, 5, 6);

вторая очередь – группа II (бак № 3);

третья очередь – группа III (бак № 3а) расходная.

Однако при полной эксплуатационной заправке II и III очередей баков топливо вначале вырабатывается из этих очередей и только после понижения уровня топлива и открытия поплавкового клапана перекачки баков №3а, начинается выработка из первой очереди, а далее – как указано ниже. Установленный порядок выработки обеспечивается автоматически по сигналам топливомера.

Система может работать в следующих режимах:

-автоматическое управление насосами (основной режим);

-ручное управление насосами;

-выработка топлива самотеком.

Автоматическое управление

Насосы III очереди включаются вручную на все время полета и подают топливо к двигателям. При включении переключателя управления выработкой топлива в положение “Автом. Выраб. Топлива” (при полной заправке) автоматически включаются насосы первой очереди и перекачивают топливо в III очередь.

При понижении уровня топлива в первой очереди до остатка в ней 350 л по сигналу датчика топливомера включается насос II очереди, а насос I очереди подготавливается к выключению.

При снижении уровня топлива во II очереди до остатка 950 л по сигналу датчика топливомера выключается насос I очереди.

При дальнейшем понижении уровня топлива во II очереди до остатка 220 л, ее насос подготавливается к выключению, а при понижении уровня топлива в III очереди до остатка 490 л по сигналу датчика топливомера бака № 3а насосы II очереди выключаются.

При выработке топлива в одном из баков III очереди до остатка 290 кг загорается табло сигнализации резервного остатка “Топливо 580 кг”, сигнализирующее об остатке топлива на 1 час полета. Табло включается по команде любого оголенного датчика топливомера III очереди.

Ручное управление

Последовательность включения и выключения насосов обеспечивается экипажем, внутрибаковые насосы ЭЦН-14БМ не должны работать на холостом ходу (без прокачки топлива) более 30 мин.

Выработка топлива самотеком

Возможна только из баков II и III очереди.

Топливо из баков первой очереди самотеком не вырабатывается, что обусловлено конструкцией насосов агр. 463Б и обратных клапанов в магистралях перекачки.

Выработка топлива самотеком из баков II очереди возможна, если с помощью крана перекачки перекрыть магистраль перекачки топлива из бака второй очереди в расходный. Для чего переключатель “Кран перекачк.” необходимо установить в положение “Аварийн.”. В этом случае топливо из бака второй очереди будет поступать в магистраль питания двигателя, минуя расходный бак.

Выработка топлива самотеком из баков III очереди осуществляется при обесточенных или выключенных расходных насосах.

При выполнении внешнего осмотра проверить:

герметичность топливной системы;

надежность закрытия пробок заливных горловин;

отстой топлива из баков каждой группы (шесть точек).

При осмотре кабины экипажа убедиться, что:

пожарные краны закрыты;

краны перекачки находятся в положении “НОРМАЛЬНО”;

насосы выключены;

переключатель управления выработкой топлива в положении “РУЧНАЯ”.

После включения питания проверить:

количество заправленного топлива в соответствии с заданием;

работоспособность топливной системы, для чего:

установить переключатель управления выработкой топлива в положение “РУЧНАЯ”;

включить насосы правого и левого полукрыла, должны загореться соответствующие зеленые лампы;

выключить насосы, лампы должны погаснуть;

установить переключатель управления выработкой топлива в положение “АВТОМАТ. ВЫРАБ. ТОПЛИВА”, должны загореться зеленые лампы I оч. или II оч., в зависимости от заправки топливом;

установить переключатель управления выработкой топлива в положение “РУЧНАЯ”;

открыть пожарные краны (3 шт.), должны загореться зеленые лампы “ПОЖАРН. КРАН ОТКРЫТ”;

установить переключатель “КРАН КОЛЬЦЕВ. ” в положение “ОТКР. ”, должна загореться желтая лампа “КРАН КОЛЬЦЕВ. ОТКР. ”;

закрыть пожарные краны и кран кольцевания, лампы погаснут;

открыть колпачки и установить переключатели “КРАН ПЕРЕКАЧКИ” в положение “АВАРИЙНО”, нажать под ними лампы-кнопки, лампы-кнопки не должны гореть;

установить переключатель “КРАН ПЕРЕКАЧКИ” в положение “НОРМАЛЬНО”, закрыть предохранительные колпачки, нажать лампы-кнопки под ними, лампы-кнопки должны загореться;

нажатием на кнопку контроля ламп проверить исправность лампы табло “ТОПЛИВО 580 кг”.

Перед запуском двигателей:

открыть пожарные краны;

включить расходные насосы левого и правого полукрыла (в соответствии с дополнительными указаниями включаются все насосы);

установить переключатель управления выработкой топлива в положение “АВТОМ.ВЫРАБ.ТОПЛИВА”.

Эксплуатация системы на рулении и в полете

Выработку топлива из баков производить при автоматическом управлении работой насосов.

В процессе полета следить за своевременным включением и отключением насосов и контролировать остаток топлива в баках. Перед отключением насосов лампы сигнализации их работы могут мигать вследствие оголения насосов и падения давления за насосами ниже 0,35 кгс/см².

При разнице количества топлива в полукрыльях более 100 кг необходимо выровнять его в горизонтальном полете следующим образом:

открыть кран кольцевания;

выключить расходные насосы полукрыла с меньшим суммарным запасом топлива;

выровнять количество топлива:

включить выключенные насосы;

закрыть кран кольцевания;

установить на счетчиках указателей расходомеров РТМС количество топлива по показаниям топливомера по суммарной шкале. При этом указатели расходомеров следует отключить для исключения их механической поломки.

Примечание: До и после выравнивания общих запасов топлива до окончания выработки топлива из баков первой очереди может наблюдаться разница показаний топливомеров в симметричных баках первой и второй очередей левого и правого полукрыла до 200…300 кг. В дальнейшем в процессе выработки топлива показания топливомеров автоматически выравниваются.

При загорании в полете красного табло “ТОПЛИВО 580 кг” необходимо:

проверить по топливомеру наличие топлива в баках II очереди и при наличии в них топлива перейти на ручное управление выработкой топлива;

включить насосы II очереди или поверить их включение;

выработать топливо до погасания ламп сигнализации работы насосов, затем выключить насосы;

при отказе автоматического управления выработкой топлива необходимо перейти на ручное управление, для чего выключатель “АВТОМ. ВЫРАБ. ТОПЛИВА”установить в положение “РУЧНАЯ”.

Признаком отказа автоматического управления является нарушение последовательности подачи сигналов на включение или выключение насосов.

Включение насосов последующей очереди и выключение насосов предыдущей производится после полной выработки топлива из баков предыдущей очереди. При этом не допускается работа насосов более 30 мин. в баках, из которых выработано топливо.

Если пожар обнаружен визуально, а электросхема системы пожаротушения по какой-либо причине не сработала, необходимо кратковременно нажать на корпус именно той лампы-кнопки “СИГНАЛ ПОЖАРА”, где обнаружен пожар. Тем самым клеммы кнопки замыкаются, питание будет поступать на электромагнитный распределительный клапан, обеспечивающий подачу огнегасящего состава в аварийный отсек и срабатывание первой очереди огнетушителей. После срабатывания огнетушителей первой очереди ручное включение огнетушителей второй очереди возможно только при наличии сигнала о пожаре и срабатывании электромагнитного распределительного крана.

Устройство, элементы управления и контроля

Работы противопожарной системы двигателя

Система сигнализациии пожара (ССП-7)

Система сигнализациии пожара ССП-7 обеспечивает обнаружение и сигнализацию о пожаре в двигателях, а также проверку исправности системы.

Основными элементами ССП-7 являются:

датчики сигнализации о пожаре ДТБ-2АУ, представляют собой дифференциальную термобатарею из семи последовательно соединенных термопар. Датчики установлены по 2 на каждом двигателе: один – в лобовом картере справа и срабатывает при t^о = 200^150ºС, второй ввернут в трубопровод суфлирования масляной полости среднего и заднего подшипников ротора двигателя и срабатывает при t^о = 300^150ºС;

исполнительные блоки БИ-7, по одному на каждый двигатель. Предназначены для подачи сигнала на загорание сигнальной лампы (красной) соответствующего отсека и включение сирены. В блоке смонтировано четыре поляризованных реле РПС-5. Расположены в фюзеляже под потолком между шпангоутами №25…26.

Система тушения пожара

Обеспечивает подачу огнегасящего состава из баллонов во внутренние полости двигателей Аи-24ВТ.

В систему входят следующие агрегаты:

огнетушители УБШ2-1 (4 шт.), аналогичны по устройству огнетушителям УБЦ8-1, имеют шаровые баллоны вместимостью 2л. Расположены на противопожарных перегородках двигателей с правой стороны. Оба огнетушителя каждого двигателя включаются одной кнопкой на щитке пожаротушения и срабатывают одновременно;

фильтры сетчатого типа, предназначенные для очистки от механических примесей огнегасящего состава, поступающего во внутренние полости двигателя. Установлены на выходных штуцерах баллонов огнетушителей;

проходники, по 2-а на каждый двигатель с мембранами, один из которых предотвращает выброс масла из внутренних полостей лобового картера и редуктора, другой – из масляной полости вала турбины. При разрядке огнетушителей мембраны разрушаются давлением огнегасящего состава. В каждом проходнике установлена шайба с дроссельным отверстием для предотвращения резкого увеличения давления в полостях двигателя при разрядке огнетушителей и выброса масла в атмосферу через систему суфлирования.

Элементы управления и контроля работы противопожарной системы двигателя

а)щиток пожаротушения:

1. Две сигнальные лампы “ПОЖАР ВНУТРИ ЛЕВ. (ПРАВ.) ДВ. ”(красные). Питание на лампу подается при срабатывании реле исполнительного блока БИ-7;

2. Четыре сигнальные лампы (желтые) контроля исправности пиропатронов огнетушителей УБШ2-1;

3. Две кнопки “ОГНЕТУШИТЕЛЬ ВНУТРИ ЛЕВОГО (ПРАВОГО) ДВИГАТЕЛЯ”. При нажатии на кнопку питание подается на взрыв пиропатронов огнетушителей УБШ2-1.

б)щиток проверки системы пожаротушения:

1. Галетный переключатель “ДАТЧИКИ ДВИГ. И КРЫЛЬЕВ”, предназначенный для подключения датчиков ДТБ-2АУ к системе проверки сигнализации о пожаре.

Работа противопожарной системы двигателя

При возникновении пожара внутри двигателя от датчика ДТБ-2АУ поступает сигнал на реле блока БИ-7, которое срабатывает и включает сигнальную лампу “ПОЖАР ВНУТРИ ЛЕВОГО (ПРАВОГО) ДВИГАТЕЛЯ” и сирену. В этом случае необходимо нажать на соответствующую кнопку разрядки огнетушителей. Срабатывают огнетушители, на щитке пожаротушения гаснут соответствующие лампы контроля исправности пиропатронов. Огнегасящий состав через фильтр и проходники с мембранами (разрушая мембраны) поступает в масляные полости лобового картера, среднего и заднего подшипников ротора двигателя.

Эксплуатация противопожарных систем и

Переносных огнетушителей

Пожар на самолете относится к особым случаям в полете. Действия экипажа должны быть безошибочными и выполнены в кратчайшее время. От действий экипажа в большой степени зависит благоприятный исход полета.

Признаки пожара:

загорание красных ламп-кнопок “ПОЖАР ЛЕВ. КР.”,“ПОЖАР ПРАВ. КР.”, “ПОЖАР МОТОГОН. ЛЕВ. ДВ.”, “ПОЖАР ПРАВ. ДВ.”, “ПОЖАР РУ-19”;

загорание красных ламп “ПОЖАР ВНУТРИ ЛЕВ. ДВ.» и “ПОЖАР ВНУТРИ ПРАВ. ДВ. ”;

срабатывание звуковой сигнализации;

появление дыма, пламени или запаха гари в кабине.

Во всех случаях возникновения пожара экипаж обязан:

установить место возникновения пожара (по сигнализации или визуально);

принять все меры для ликвидации пожара;

доложить руководителю полетов о возникновении пожара;

при необходимости выполнить экстренное снижение.

а) При возникновении пожара в отсеке правого или левого двигателя загорится лампа-кнопка “ПОЖАР ПРАВ. ДВ.”или “ПОЖАР МОТОГОН. ЛЕВ. ДВ.”и автоматически срабатают огнетушители первой очереди.

По команде командира экипажа:

зафлюгировать винт аварийного двигателя;

закрыть стоп-кран и пожарный кран аварийного двигателя;

выключить двигатель РУ19А-300 и закрыть его противопожарный кран и створку воздухозаборника (при пожаре на правом двигателе);

нажать кнопку разрядки “ОГНЕТУШ. ВНУТРИ ЛЕВОГО ДВИГАТ.”или “ОГНЕТУШ. ВНУТРИ ПРАВОГО ДВИГАТ.”,при этом погаснуть желтые лампы разрядившихся огнетушителей;

проверить результаты тушения пожара первой очереди огнетушителей, для чего не раньше чем через 15 с после того, как погаснут желтые лампы первой очереди огнетушителей, установить главный выключатель противопожарной системы кратковременно в нейтральное положение , а затем в положение “ПОЖАРОТУШЕНИЕ”.

Если при этом сигнальная лампа-кнопка не загорится, пожар в данном отсеке ликвидирован. Если лампа-кнопка горит (пожар продолжается), разрядить в очаг пожара вторую очередь огнетушителей, нажав кнопку “ОГНЕТУШ. II ОЧЕРЕДИ”,а такжевсе баллоны системы НГ (если они установлены), нажав кнопку “НГ К ПОЖАРУ”на щитке НГ.

Предупреждение: Запускать в воздухе двигатель, на котором был пожар, запрещается.

б) При возникновении пожара в отсеке двигателя РУ19А-300 загорится лампа-кнопка “ПОЖАР РУ-19”,и автоматически разрядятся огнетушители первой очереди (сигнализация о пожаре выполнена раздельно для отсека двигателя АИ-24ВТ и для РУ19А-300).

В этом случае;

выключить двигатель РУ19А-300 и закрыть его противопожарный кран и створку воздухозаборника;

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

проверить, ликвидирован ли пожар и при необходимости разрядить в отсек правого двигателя вторую очередь огнетушителей и все баллоны системы НГ (если они установлены).

в) При возникновении пожара в отсеках крыла загорается лампа-кнопка “ПОЖАР ЛЕВ. КР.” (“ПОЖАР ПРАВ. КР.”) и автоматически срабатывают огнетушители первой очереди. Командиру экипажа дать команду борттехнику произвести проверку результатов тушения пожара.

Если после проверки красная лампа-кнопка загорается снова, необходимо разрядить в очаг пожара вторую очередь огнетушителей и баллоны системы НГ (если они установлены).

Если пожар обнаружен визуально, а система пожарной сигнализации не сработала, борттехнику по команде командира экипажа необходимо нажать соответствующую лампу-кнопку на щитке пожаротушения и выполнить все действия, указанные для соответствующего случая срабатывания системы пожарной сигнализации.

г) При возникновении пожара во внутренних полостях правого (левого) двигателей на щитке пожаротушения загорится красная лампа “ПОЖАР ВНУТРИ ЛЕВ. ДВ.” (“ПОЖАР ВНУТРИ ПРАВ. ДВ.”).По команде командира экипажа борттехнику:

зафлюгировать винт аварийного двигателя;

закрыть стоп-кран и пожарный кран аварийного двигателя;

нажать кнопку разрядки “ОГНЕТУШ. ВНУТРИ ЛЕВОГО ДВИГАТ.” (“ОГНЕТУШ. ВНУТРИ ПРАВОГО ДВИГАТ.”),при этом погаснут желтые лампы разрядившихся огнетушителей;

внимательно следить за лампой “ПОЖАР ВНУТРИ ЛЕВ. ДВ.” (“ПОЖАР ВНУТРИ ПРАВ. ДВ.”).

Если лампа погасла, то пожар ликвидирован.

Если пожар не ликвидирован, то необходимо:

разрядить в отсек аварийного двигателя первую очередь огнетушителей, нажав для этого лампу-кнопку “ПОЖАР МОТОГОНДОЛЫ ЛЕВ. ДВ.” (“ПОЖАР ПРАВ. ДВ.”)на щитке пожаротушения;

разрядить в отсек аварийного двигателя вторую очередь огнетушителей, нажав для этого кнопку “ОГНЕТУШ. II ОЧЕРЕДИ”на щитке пожаротушения.

Если пожар обнаружен на взлете до отрыва самолета, командир экипажа обязан прекратить взлет и дать команду на тушение пожара.

Если прекратить взлет нельзя (наличие препятствий), продолжать взлет и приступить к тушению пожара.

д) При пожаре (появлении дыма) в кабине экипажа или в грузовой кабине в полете:

каждый член экипажа, обнаруживший дым в кабине, обязан немедленно сообщить об этом командиру экипажа;

дать команду “Экипаж, надеть кислородные маски и перейти на питание чистым кислородом” (на время надевания маски командир экипажа передает управление самолетом помощнику командира экипажа);

доложить руководителю полетов (диспетчеру) о случившемся;

выполнить экстренное снижение до безопасной высоты;

дать команду борттехнику подсоединить маску к переносному кислородному прибору, покинуть свое рабочее место, определить место пожара (источник дыма) и погасить пожар переносным огнетушителем;

при пожаре в одном из потребителей электроэнергии немедленно обесточить его;

если источником дыма является система кондиционирования, выключить систему через которую поступает дым;

при интенсивном заполнении кабины (кабин) дымом применить ускоренную вентиляцию кабины, для чего:

на установившейся высоте при скорости 300 км/ч отключить отбор воздуха от двигателей на систему кондиционирования;

включить выключатель “АВАР. СБРОС ДАВЛ.”;

после выравнивания давления открыть правую форточку в кабине экипажа;

включить систему кондиционирования, доведя величину расхода воздуха до максимально-возможного.

После ликвидации пожара командир экипажа обязан дать команду одному из членов экипажа вести тщательное наблюдение за отсеком, в котором был пожар.

После ликвидации возникшего на самолете пожара произвести посадку на ближайшем аэродроме. Если пожар (источник дыма) не ликвидирован, принять решение о вынужденной посадке самолета вне аэродрома или его покидании в воздухе в зависимости от обстановки.

е) При возникновении пожара на рулении:

сообщить о пожаре руководителю полетов;

остановить самолет;

применить систему пожаротушения, имеющуюся на самолете, в последовательности аналогичной тушению пожара в воздухе, выключить двигатели, обесточить все потребители за исключением системы пожаротушения.

ж) При возникновении пожара снаружи самолета (например, в отсеке шасси) выключить двигатели и обесточить самолет, дать команду пассажирам и экипажу «Покинуть самолет» и приступить к тушению пожара ручными огнетушителями до прибытия пожарно-спасательной команды.

з) Аварийная посадка на фюзеляж. Срабатывают оба или один из концевых выключателей на нижней поверхности фюзеляжа, при этом срабатывают обе очереди пожаротушения и подается огнегасящий состав в отсеки крыла и мотогондолы двигателей. Контроль по погасанию всех желтых ламп исправности пиропатронов. При необходимости после посадки применить переносные огнетушители.

Обеспечить быструю эвакуацию пассажиров и членов экипажа из самолета.

и)Тушение пожара на земле.В первую очередь использовать средства тушения пожара, имеющиеся на самолете. При пожаре на земле необходимо:

выключить двигатели;

закрыть пожарные краны;

переключить системы на электропитание от аварийной шины;

проконтролировать срабатывание огнетушителей первой очереди в горящий отсек по погасанию сигнальных ламп, установив главный переключатель в нейтральное положение, а затем в положение “ПОЖАРОТУШЕНИЕ”;

если пожар не погашен (лампа-кнопка горящего отсека загорается вновь), то необходимо нажать кнопку разрядки огнетушителей второй очереди и кнопку “НГ К ПОЖАРУ”.При этом, не устанавливать главный переключатель в нейтральное положение раньше чем через 15 секунд после срабатывания огнетушителей;

если пожар обнаружен визуально, а система автоматического тушения пожара не сработала, то необходимо нажать лампу-кнопку горящего отсека для срабатывания огнетушителей первой очереди и открытия соответствующего распределительного крана;

при необходимости использовать наземные средства тушения пожара.

8.7. Система нейтрального газа (не задействована)

8.7.1. Общая характеристика и основные данные

Система нейтрального газа (НГ) предназначена для хранения, распределения и подачи нейтрального газа (СО₂) в надтопливное пространство баков с целью создания в них взрывобезопасной среды.

Система баллонного типа. Она обеспечивает подачу НГ непосредственно в топливные баки, из которых производится выработка топлива, а так же во все баки одновременно через систему дренажа при снижении самолета.

Система НГ является дополнительным средством пожаротушения. В этом случае НГ может подаваться по трубопроводам противопожарной системы через распылительные коллекторы в пожароопасные отсеки.

Управление и контроль за работой системы осуществляется со щитка управления и электрощитка проверки системы пожаротушения и системы НГ, расположенных на правой панели верхнего щитка летчиков и на потолке кабины экипажа шп.6-7 слева, соответственно.

Основные данные:

1. Тип огнетушителей………………………ОСУ-5;

2. Количество огнетушителей……………….3 шт.;

3. Вид нейтрального газа……………………..СО_2;

4. Емкость баллонов……………………………8 л;

5. Масса заряда……………………………5,7 ± 0,1 кг;

6. Давление в баллонах…………………..15 кгс/см²;

7. Давление в системе……………………..3 кгс/см².

Устройство системы

В систему входят (Рис. 8.2):

три огнетушителя ОСУ-5, представляющие собой стальные армированные баллоны, установленные в хвостовой части гондолы левого двигателя на платформе совместно с огнетушителями ППС. В горловину баллона ввернут затвор, имеющий центральный канал с двумя выходами и боковой канал с одним выходом. Главный выход центрального канала, служит для выхода нейтрального газа в ППС. Запорный механизм этого канала открывается электро-пиротехническим устройством. Второй выход центрального канала, перекрыт мембраной предохранительного устройства, разрушающегося при повышении давления углекислого газа в огнетушителе свыше 180 кгс/см². При этом происходит выбивание сигнальных дисков саморазрядки огнетушителей на щитке, установленном на правом борту гондолы. Выход бокового канала, предназначен для подачи углекислоты в систему нейтрального газа. Он также перекрыт мембраной, которая разрушается вторым электро-пиротехническим устройством. Для полной выработки углекислого газа огнетушители помещены в электрообогреваемые чехлы.

Триммер (авиация) Википедия электроподогреватель газа, служащий для подогрева газа. Установлен на правой боковой панели хвостовой части мотогондолы левого двигателя;

фильтр, установленный на правой боковой панели хвостовой части мотогондолы левого двигателя;

редуктор, служащий для понижения и поддержания давления в системе НГ, равного 3^0,8_-0,7 кгс/см². Редуктор имеет предохранительный клапан, срабатывающий при давлении 5¹ кгс/см². Установлен на правой боковой панели хвостовой части мотогондолы левого двигателя в электрообогревательной коробке (чем исключается выпадение твердой фазы из СО₂ в процессе расширения).

сигнализатор давления СДУ5А–1.5, предназначенный для сигнализации работы системы. При достижении давления в системе 0,18 кгс/см² он замыкает электроцепь сигнальной лампы “ДАВЛЕНИЕ НГ” (зеленой). Установлен в хвостовой части мотогондолы левого двигателя;

отстойник,служащий для сбора конденсата. Имеет сливной кран. Расположен на правой боковой панели средней части мотогондолы левого двигателя;

электромагнитный распределительный кран 782000-2 – двухсекционный. Служит для управления подачей СО₂ в топливные баки. Одна секция обеспечивает подачу СО₂в баки №6 I очереди левого и правого полукрыла. Вторая секция – в баки №3 II очереди левого и правого полукрыла и к крану 782000-1. Установлен кран на правой боковой панели средней части мотогондолы левого двигателя;

электромагнитный распределительный кран 782000-1– односекционный (2 шт.). Служит для управления подачей СО₂ в дренажные трубопроводы топливных баков, установлен в носках крыла между нервюрами №7 и №8;

обратные клапаны, предотвращающие попадание топлива из баков в трубопроводы системы НГ. Установлены на выходах газа в баки №3 и №6;

жиклеры,обеспечивающие потребный расход СО₂. Установлены в подводящих трубопроводах перед обратными клапанами баков №3 и №6;

трубопроводы, системы НГ проложены вдоль переднего лонжерона крыла.

8.8.2. Элементы управления и контроля работы системы НГ

а) Щиток управления:

1. Выключатели “ОБОГРЕВ БАЛЛОНОВ Н.Г.”(3 шт.), предназначенные для включения обогрева баллонов НГ. Имеют положения “ОТКЛЮЧЕНО» – “I”, “II”, “III”. При включении выключателя питание подается на нагревательную спираль электрообогревательного чехла.

2. Переключатель “ВКЛ. БАЛЛОН. СИСТЕМЫ Н.Г.”,предназначенный для включения подачи НГ из баллона в систему НГ. Имеют положения “I”, “II”, “III” – “ОТКЛ.”. В положении “I”, “II”, “III”питание подается на электропиротехническое устройство выхода бокового канала соответствующего баллона.

3. Выключатель “ВКЛЮЧЕНИЕ КРАНА Н.Г. I ОЧЕР.”.При установке выключателя в верхнее положение питание подается на распределительный кран 782000-2, для обеспечения подачи НГ в баки №6 первой очереди.

4. Переключатель “ВКЛЮЧЕНИЕ КРАНА Н.Г. II ОЧЕР.”.При установке переключателя в верхнее положение питание подается на распределительный кран 782000-2 для подачи НГ в баки №3 второй очереди. При установке переключателя в нижнее положение цепь питания крана подключена к выключателю “СНИЖЕНИЕ”.

5. Выключатель “ВКЛЮЧЕНИЕ КРАНА Н.Г. СНИЖЕНИЕ”.При установке выключателя в верхнее положение питание подается на распределительный кран 782000-2 для подачи НГ в баки № 3 второй очереди, а также на электромагниты односекционных распределительных кранов 782000-1 для обеспечения подачи НГ в топливные баки через дренажные трубопроводы топливной системы.

6. Кнопка “НГ К ПОЖАРУ”, предназначенная для включения огнетушителей ОСУ-5 в ППС самолета. При нажатии на кнопку питаниеподается одновременно на электропиротехнические устройства главных выходов центральных каналов всех огнетушителей ОСУ-5.

7. Сигнальная лампа “ДАВЛЕНИЕ НГ”(зеленая), сигнализирующая о работе системы НГ. Сигнал на лампу поступает от сигнализатора давления СДУ5А-1,5.

8. Сигнальные лампы “КРАНЫ Н.Г. ОТКРЫТЫ I ОЧЕР. II ОЧЕР. СНИЖЕНИЕ”(зеленые), сигнализирующие об открытии кранов системы НГ. Питание поступает от соответствующего крана.

б) Электрощиток проверки:

1. Галетный переключатель проверки исправности пироголовок “ПИРОГОЛОВКИ”.Имеет положения “ВЫКЛ.”, “1 БАЛ. Н.Г.”, “2 БАЛ. Н.Г.”, “3 БАЛ. Н.Г.”, “1 БАЛ. ПОЖАР”, “2 БАЛ. ПОЖАР”, “3 БАЛ. ПОЖАР”.Обеспечивает подключение пироголовок баллонов к бортсети через сигнальную лампу “КОНТР. ИСПРАВНОСТИ ПИРОГОЛОВОК Н.Г.”.

2. Сигнальная лампа “КОНТР. ИСПРАВНОСТИ ПИРОГОЛОВОК Н.Г.” (зеленая), горит при целостности нагревательного элемента головки.

При работающих двигателях АИ-24ВТ и включении выключателя “УправлениЕ подачей воздуха в кабины“ в положение “откр.” электромеханизм МПК-1 открывает запорный кран и воздух из-за компрессора двигателя с давлением 5…7 кгс/см²и температурой 210…250 °С одновременно поступает к смесительному крану, ВВР и турбохолодильникам. В зависимости от положения заслонки смесительного крана к нему может поступать горячий воздух (210…250 °С), охлажденный в ВВР (50…90 °С) и турбохолодильниках (0…15 °С).

Температура воздуха за смесительным краном при положении переключателя “РЕГУЛИРОВАНИЕ Температуры в кабинах” в “Автом.” будет зависеть от положения задатчика температуры в кабинах и температуры наружного воздуха и может находиться в пределах от 5±5 °С до 110±10 °С. Контроль осуществляется по двухстрелочному указателю 2ТУЭ-1, установленному на ПППД. Давление воздуха за смесительным краном 1,0±0,1 кгс/см².

Расход подаваемого воздуха в кабины будет зависеть от степени открытия заслонки запорного крана. При положении переключателя “Управление подачей воздуха в кабины” в положении “Автомат” расход воздуха будет составлять 3,5…4,5 усл. ед. по указателю УРВК-18, установленному на СППД.

После смесительного крана воздух с необходимой температурой и давлением поступает по трубопроводу к обратному клапану и далее к распределительному крану и в трубопровод кольцевания.

Распределительный кран направляет холодный воздух в верхние короба при температуре воздуха в кабине более 20±5 °С и в нижние короба при температуре воздуха в кабине менее 20±5 °С по командам термореле. Теплый воздух подается распределительным краном только в нижние короба по сигналу от микровыключателя смесительного крана.

От трубопровода кольцевания воздух поступает к кранам с ручным управлением обогрева ног и обдува стекол фонаря, а также коллектору обогрева блистера.

Необходимая температура и расход воздуха устанавливаются переключателями, расположенными на панели СКВ на правом пульте.

Отопление и охлаждение кабины экипажа и охлаждение грузовой кабины обеспечивается за счет конвекции воздуха. Способ отопления грузовой кабины – панельный. При движении воздуха через панели тепло от него передается в грузовую кабину через декоративную обшивку. Пройдя панели, воздух выходит в кабину через решетки вверху слева и справа.

Из кабин воздух выходит под пол и через выпускные клапаны САРД в атмосферу. При этом командный прибор обеспечивает заданный закон изменения давления в кабинах в соответствии с установленными на нем значениями начала герметизации, перепада и скорости изменения давления (Рис. 9.4).

Эксплуатация системы кондиционирования воздуха

Проверка системы перед полетом

Перед запуском двигателей

При осмотре кабины экипажа перед включением АЗС, необходимо убедиться, что элементы управления и контроля работы находятся в исходном положении:

а) на СППД и ПППД летчиков:

на шкале вариометра ВР-10 стрелка на нуле;

на УВПД-15 высота в кабине соответствует высоте аэродрома, а перепад давления равен нулю;

на УРВК-18 стрелки в исходном положении;

переключатель аварийного сброса давления находится в нижнем положении и закрыт предохранительным колпачком.

б) на горизонтальной панели правого пульта:

переключатели управления подачей воздуха в кабины в положении “закр.”;

переключатель режимов регулирования температуры воздуха в кабинах в положении “Автомат”;

переключатели ручного управления температурой воздуха в кабинах в положении “откЛ.”;

ручка задатчика температуры воздуха в кабинах в положении 20 °С.

в) на командном приборе САРД:

на шкале начала герметизации установлено давление на 45…50 мм рт.ст. ниже давления аэродрома;

на шкале избыточного давления в кабине установлено значение 0,3 кгс/см² и ручка законтрена;

на шкале скорости изменения давления в кабине установлено значение 0,18 мм рт.ст./с и ручка задатчика законтрена;

ручка трехходового крана проверки командного прибора находится в положении “Включено”, законтрена и опломбирована.

Триммер (авиация) Википедия

Рис. 9.4. График изменения давления в кабине.

После включения АЗС указатель температуры нагнетаемого воздуха в кабину должен показывать температуру воздуха в трубопроводах системы, а указатели температуры воздуха в кабинах – температуру воздуха в грузовой кабине.

Убедиться, что краны подачи воздуха на остекление кабины закрыты, а краны обдува ног открыты.

После запуска двигателей

а) Включить отбор воздуха от двигателей, для чего необходимо переключателями управления подачей воздуха в кабины довести расход воздуха до 3,5…4,5 усл. ед. по УРВК-18, после чего установить их в положение “Автомат”. Расход воздуха при этом должен поддерживаться автоматически в пределах 3,5…4,5 усл. ед. Допускается кратковременное отклонение в диапазоне 3…5 усл. ед.

б) Проверить работу САРТ, для чего необходимо:

установить на задатчике температуры значение на 10…15 °С выше (ниже) температуры воздуха в кабине. Обе стрелки показателя температуры нагнетаемого воздуха в кабины должны показывать повышение (понижение) температуры, при этом температура подаваемого воздуха должна автоматически ограничиваться в пределах 5±5…110±10 °С;

установить переключатель режимов регулирования температуры в положение “РУЧНОЕ”;

разбалансировать температуру воздуха, подаваемого левой и правой системами, на 15…20 °С переключателями “Тепло – Холод”;

установить переключатель режимов регулирования температуры в положение “Автомат”и убедиться, что значения температур в обеих системах выравниваются и дальнейшее изменение температуры происходит синхронно.

Для ускоренного выхода температурного режима воздуха в кабине на заданный необходимо, при ручном режиме САРТ, переключателями ручного регулирования температуры воздуха в кабинах довести температуру нагнетаемого воздуха до 110±10 °С при прогреве и до 5±5 °С при охлаждении. При прогреве (или охлаждении) кабины возможны кратковременные (не более 2 мин) забросы температуры подаваемого воздуха до 140 °С (-20 °С).

в) Проверить работу САРД, для чего необходимо:

убедиться, что входная дверь, люки и форточки закрыты;

установить на шкале начала герметизации давление на 45…50 мм рт. ст. выше давления аэродрома;

убедиться, что перепад давления по УВПД-15 увеличился до 0,05…0,07 кгс/см²и кабина загерметизировалась;

установить на шкале начала герметизации давление на 45…50 мм рт.ст. ниже давления аэродрома, кабина должна разгерметизироваться;

убедиться по вариометру ВР-10, что скорость изменения “высоты” в кабине составляет 2…4 м/с.

На предварительном старте закрыть отбор воздуха от двигателей, закрыть форточку и проверить установку органов управления СКВ в исходное положение.

Система используется в полете только после взлета и перевода двигателей на режим ниже взлетного. Работа СКВ на взлетном режиме работы двигателей запрещается. Допускается работа СКВ на снижении и рулении.

Расход воздуха автоматически поддерживается САРМП в пределах 3,5…4,5 ед. по УРВК-18. Температура подаваемого воздуха должна находиться в пределах от 0 до 120 °С. При расхождении температуры на задатчике и на указателе не более 6 °С температуру в кабине разрешается корректировать задатчиком до необходимой. При запотевании остекления фонаря кабины экипажа необходимо включить подачу воздуха на остекление. Температура на рабочих местах членов экипажа регулируется изменением подачи воздуха с помощью кранов обдува ног и обогрева остекления фонаря.

Примечание: из-за инерционности СКВ эффективнее использовать ручное управление системой.

На время работы ПОС, а также при отказе двигателя необходимо уменьшить отбор воздуха от работающего двигателя до 2 ед. по УРВК-18.

При наборе высоты с увеличением перепада давления по УВПД-15 вариометр ВР-10 показывает “0”, а при достижении перепада давления 0,3 кгс/см² показания вариометра зависят от вертикальной скорости самолета и могут изменяться в пределах 0…4 м/с.

При снижении вариометр ВР-10 показывает “спуск” в пределах 2…4 м/с до высоты начала герметизации, после чего его показания должны соответствовать показаниям самолетного вариометра ВАР-30.

При наборе высоты перепад давления увеличивается до 0,3 кгс/см², а “высота” в кабине сохраняется постоянной и соответствует давлению, установленному на шкале начала герметизации. При достижении перепада давления 0,3 кгс/см² и дальнейшем наборе высоты, он поддерживается постоянным, а “высота” в кабине увеличивается и на высоте 6000 м достигает 2200…2400 м.

При незначительном отклонении перепада давления от заданного (не более чем на ±0,02 кгс/см²) разрешается корректировать положение стрелки указателя избыточного давления командного прибора в пределах ширины риски значения “0,3”.

При экстренном снижении допускается изменение настройки скорости изменения давления на командном приборе до 0,5 мм рт.ст./с. При возникновении обратного перепада давления 0,04 кгс/см² необходимо уменьшить скорость снижения или вручную увеличить расход воздуха до 5 ед. по УРВК-18.

Перед снижением установить на задатчике шкалы герметизации значение давления аэродрома посадки.

Перед посадкой на высоте 150…200 м отбор воздуха в СКВ выключается. Допускается работа СКВ на посадке с расходом до 1 ед. по УРВК-18 только в случае запотевания остекления фонаря и в случаях отказа электромеханизма запорного крана МПК-1 с расходом до любых значений. При этом необходимо учитывать уменьшение мощности двигателя (показания ИКМ).

После посадки, если в кабине имеется избыточное давление по УПВД, необходимо включить аварийный сброс давления или открыть форточки, а затем все элементы управления установить в исходное положение.

Эксплуатация системы при отказах и

Неисправностях

1. Если система автоматического регулирования массовой подачи воздуха в кабину не поддерживает расход воздуха в пределах 3…5 ед. по УРВК-18, то необходимо перейти на ручное управление отбором воздуха и поддерживать его в пределах 3,5…4,5 ед. по УРВК-18. Возможными причинами могут быть отказ командного прибора, запорного крана или его электромеханизма, а так же другие неисправности узлов и агрегатов, обеспечивающих нормальнее функционирование САРМП.

2. Если система автоматического регулирования температуры воздуха в кабинах не поддерживает температуру, заданную на задатчике, то необходимо:

установить переключатель режимов регулирования температуры в положение “ручное”;

нажимая переключатель ручного регулирования температуры в положение “тепло”или “холод”, поддерживать необходимую температуру воздуха в кабинах, не допуская, чтобы температура подаваемого воздуха выходила за пределы 2…120 °С.

Возможными причинами могут быть отказы блоков управления или синхронизации, датчиков температуры, а также другие неисправности САРТ.

3. При поступлении в кабину самолета дыма или запаха гари из СКВ необходимо:

перейти на питание чистым кислородом;

последовательно выключая системы, определить неисправную систему и выключить ее, если обе системы неисправны, то выключить отбор воздуха от обоих двигателей, установить выключатели “УправлениЕ подачей воздуха в кабины“ в положение “закр.”;

уменьшить высоту полета до 4000 м и произвести посадку на ближайшем аэродроме.

Возможными причинами могут быть неисправности в системе суфлирования двигателей АИ-24ВТ или в турбохолодильных установках (неправильная заправка маслом и др.).

4. При повышении избыточного давления воздуха в кабине до 0,35 кгс/см²по УВПД-15 необходимо:

разгерметезировать кабину, для чего выключить “Авар. сброс давл.” установить в положение “вкл.”;

перейти на питание кислородом;

снизиться до высоты 3500…4000 м.

Возможными причинами могут быть отказы (неисправности) командного прибора или выпускных клапанов.

Г Л А В А 10

Общая характеристика и основные данные

Защита самолета от обледенения обеспечивается воздушно-тепловой, электрической и жидкостной противообледенительными системами (ПОС).

С помощью воздушно-тепловой ПОС защищаются:

носки крыла и хвостового оперения;

носки воздухозаборников двигателей АИ-24ВТ и РУ 19А-300 (с боковым расположением);

входные направляющие аппараты (ВНА), приемники полного давления АДТ-24 двигателей АИ-24ВТ и обтекателей ротора компрессора двигателя РУ 19А-300;

воздухозаборники маслорадиаторов и воздухо-воздушных радиаторов СКВ.

Горячий воздух в систему подается от десятой ступени компрессора каждого двигателя АИ-24ВТ. Обтекатель ротора компрессора двигателя РУ 19А-300 обогревается воздухом, отбираемым из-за седьмой ступени.

С помощью электрической ПОС защищаются:

воздушные винты и их обтекатели;

смотровые стекла летчиков;

приемники статического и полного давления;

датчики сигнализаторов обледенения РИО-3, СО-4А и ДУА.

Самолеты с 1980 года выпуска оборудованы двумя датчиками РИО-3. В данной главе рассматривается ПОС самолетов, оборудованных одним РИО-3.

Нагревательные элементы приемников полного и статического давления воздуха, РИО-3, СО-4А и ДУА питаются постоянным током напряжением 27 В, а лопасти винтов и их обтекатели – переменным током напряжением 115 В 400 Гц. Питание нагревательных элементов стекол осуществляется переменным током, величина напряжения для каждого стекла указывается в паспорте.

С помощью жидкостной ПОС от обледенения защищен блистер штурмана. В качестве противообледенительной жидкости в системе используется спирт-ректификат гидролизный, который подается насосом на переднюю часть блистера из бака емкостью 2,7 л.

В настоящей главе приводится описание воздушно-тепловой и жидкостной ПОС. Воздушно-тепловая ПОС функционально состоит из ПОС крыла, хвостового оперения и воздухозаборника двигателя РУ 19А-300, а также с ПОС двигателя АИ-24ВТ. ПОС крыла и хвостового оперения питается от двух одинаковых систем левого и правого двигателей, соединенных между собой трубопроводом кольцевания.

Основные данные

1. Расход воздуха, отбираемого от двигателей:

для ПОС крыла и хвостового оперения……………0,3 кг/c;

для ПОС двигателей ………………………………0,125 кг/с;

2. Температура воздуха, отбираемого

от двигателя для нужд ПОС……. ……..………….210…250^оС;

3. Давление воздуха, отбираемого

от двигателя для нужд ПОС ………………………до 7кгс/см^2;

4. Минимальная температура наружного воздуха

при которой используется ПОС…………………………-20^оС.

Устройство, элементы управления и контроля

Работы ПОС крыла, хвостового оперения

И воздухозаборника РУ 19А-300

Устройство системы

В систему входят (Рис. 10.1):два фланца отбора воздуха с патрубками в которых установлены дроссельные шайбы, ограничивающие отбор воздуха от двигателя. Установлены на корпусе камеры сгорания с правой стороны;

два шаровых компенсатора, предназначенные для предохранения трубопровода от разрушения вибрационными нагрузками, создающимися при работе двигателей, а так же для компенсации температурных расширений трубопроводов. Расположены на участке трубопроводов между фланцами отбора воздуха и запорными кранами под капотами двигателей справа;

два запорных крана, предназначенные для включения и выключения подачи горячего воздуха в систему. Золотник крана управляется электромеханизмом МП-5И, в котором имеются концевые выключатели отключающие электромеханизм при полностью открытом (закрытом) положениях крана. На корпусе крана установлен концевой выключатель, обеспечивающий сигнализацию отрытого положения крана. Управление краном осуществляется вручную или автоматически по сигналу от РИО-3. Краны установлены за противопожарной перегородкой справа в районе камеры сгорания;

Триммер (авиация) Википедия

Рис. 10.1. Схема противообледенительной системы.

два обратных клапана, предназначенные для предотвращения перетекания воздуха из неработающей системы в исправную при отказе одной из них. Клапаны лепесткового типа. Установлены в трубопроводах за запорными кранами;

трубопроводы, изготовленные из нержавеющей стали, имеют теплоизоляцию. Соединение трубопроводов шарового типа. Для компенсации температурных изменений длины в трубопроводах установлены компенсаторы телескопического типа с металло-фторопластиковыми антифрикционными втулками. Трубопроводы отбора воздуха от двигателей установлены в мотогондолах. Перед запорным краном в правой мотогондоле установлен штуцер отбора воздуха на обогрев двигателя РУ 19А-300, а за запорными кранами штуцеры отбора воздуха на наддув гидробака. После обратных клапанов часть воздуха по трубопроводу направляется в микроэжекторные трубы центроплана и отъемной части крыла, а другая часть в трубопровод кольцевания и далее отдельным трубопроводом в противообледенительную систему хвостового оперения и воздухозаборника двигателя РУ 19А-300. Трубопровод кольцевания расположен в носке и переднем зализе центроплана. Трубопровод подачи воздуха в хвостовое оперение из переднего зализа центроплана между шп. № 16…17 введен в фюзеляж. В фюзеляже трубопровод расположен в верхнем правом коробе. Между шп. № 39…40 трубопровод разветвляется к килю и стабилизатору, между шп. № 42…43 – к правой и левой частям стабилизатора. Трубопровод подачи воздуха в ПОС воздухозаборника двигателя РУ 19А-300 подсоединен к трубопроводу кольцевания в правой мотогондоле и далее проложен по подкосам фермы крепления двигателя и фермы шасси и по правому борту мотогондолы до шп. № 21. Далее по стенке шп. № 21 трубопровод идет на левый борт к штуцеру коллектора обогрева носка воздухозаборника;

микроэжекторные трубы, предназначенные для подвода горячего воздуха в воздушно-тепловые противообледенители крыла и хвостового оперения. Микроэжекторный способ распределения тепла с рециркуляцией отработанного воздуха обеспечивает равномерный обогрев поверхности по длине, высокую температуру передней кромки и экономное расходование горячего воздуха. Установлены в носках центроплана, ОЧК, киля и стабилизатора;

датчик радиоизотопного сигнализатора обледенения РИО-3, предназначенный для выдачи сигнала об обледенении в электронный блок с момента попадания самолета в зону обледенения до выхода из нее. Принцип действия основан на изменении поглощения бетта-излучения радиоактивного вещества слоем льда, нарастающем на выносном штыре датчика. Конструкция датчика такова, что выход прямого радиоактивного излучения во внешнюю среду исключен. Установлен на носке фюзеляжа с правой стороны между шп. № 1…2;

электронный блок, предназначенный для выдачи сигнала об начале обледенения самолета, непрерывной сигнализации об обледенении, автоматического включения ПОС крыла и оперения, а так же включение нагревательного элемента датчика. Установлен в фюзеляже под полом между шп. № 8…9.

Элементы управления и контроля работы системы (Рис. 10.2)

1. Сдвоенный переключатель “Крыло и опер. Вход РУ-19”. Имеет положения “Автомат-Откл.-Ручное”. В положении “Ручное” питание от АЗС поступает на электромеханизмы МП-5И для открытия запорных кранов, в положении “Откл.” запорные краны закрываются. В положении “Автомат” обеспечивается автоматическое открытие запорных кранов по сигналам электронного блока РИО-3. Закрытие запорных кранов во всех случаях осуществляется вручную, установкой переключателя в положение “Откл.” Установлен на ПППД на щитке управления обогревом и ПОС.

2. Трехпозиционный переключатель “Сигнал. Обле-ден. Самолета-Контроль”. В положении “Контроль” питание от АЗС поступает в электронный блок, а так же систему сигнализации исправности обогрева датчика РИО-3. В положении “Сигнал. Обледен. самолета” питание поступает в электронный блок и систему обогрева датчика РИО-3. Установлен на ПППД летчиков;

3. Концевой выключатель ДП-702,блокировки обогрева датчика РИО-3 на земле. Установлен на левой амортстойке шасси;

4. Две лампы-кнопки “Отбор на ПОС” (зеленые), сигнализации открытого положения запорных кранов. Лампы горят при открытом положении запорных кранов, если сработали концевые выключатели, расположенные на кранах. При закрытых кранах исправность ламп проверяется нажатием кнопок. Установлены на ПППД летчиков;

Триммер (авиация) Википедия

Рис. 10.2. Элементы управления и контроля работы ПОС.

5. Сигнальная лампа “Обледенение самолета” (красная). Горит при обледенении самолета, сигнал проступает из электронного блока РИО-3. Установлена на ПППД летчиков;

6. Сигнальная лампа “Контроль сигнал. обледен. самолета” (зеленая). Горит когда трехпозиционный переключатель находится в положении “Контроль” и исправен нагревательный элемент РИО-3.

Работа системы

В полете при включенном переключателе “Сигнал. обледен. самолета”, а положении спаренного переключателя “Крыло и оперен. Вход РУ-19” в “Автомат”и наличии обледенения сигнал из электронного блока РИО-3 поступает на сигнальную лампу “Обледен. самолета” и одновременно на реле управления подачей питания на электромеханизмы МП-5И запорных кранов, которые становятся на самоблокировку. Электромеханизмы открывают золотники кранов, обеспечивая подачу горячего воздуха в систему. В крайнем положении штоков электромеханизмов они обесточиваются, а при крайнем открытом положении золотников кранов срабатывают концевые выключатели, которые обеспечивают подачу питания на сигнальные лампы “Отбор на ПОС”.

Горячий воздух от двигателей поступает по трубопроводам в микроэжекторные трубы крыла и оперенья. Вытекая из отверстий с критической скоростью, горячий воздух эжектирует воздух из полости носка крыла или оперения смешивается с ним в смесительной камере и, протекая по каналам гофра, нагревает обшивку носка крыла и оперения. Воздух, отдавший свое тепло, выходит в полость носка, частично вновь эжектируется, а частично отводиться в атмосферу через жалюзи на законцовках крыла и оперения. Одновременно часть горячего воздуха поступает в ПОС воздухозаборника двигателя РУ 19А-300. Для выключения системы необходимо снять самоблокировку реле подачи питания на электромеханизм МП-5И. Это достигается установкой спаренного выключателя “Крыло и опер. Вход РУ-19” в положение “Откл.”

Из трубопровода отбора воздуха от правого двигателя часть воздуха поступает в систему обогрева двигателя РУ 19А-300. Штуцер отбора установлен перед запорным краном. В трубопроводе подачи воздуха к коллектору обогрева установлен кран золотникового типа с электромеханизмом МП-5И и концевым выключателем сигнализации открытого положения крана. Управление электромеханизмом осуществляется переключателем “Обогрев РУ-19”, установленном на панели обогрева и ПОС ПППД летчиков. Контроль открытого положения осуществляется по загоранию сигнальной лампы, расположенной над переключателем.

1. АЗС-2 “ПОС блистера”, обеспечивающий подачу питания на реостат регулирования тока электродвигателя насоса. Установлен на верхнем щитке штурмана.

2. Реостат “РегулированиЕ противообледенения блистера”. Установлен на панели радиооборудования.

Эксплуатация противообледенительных систем

Проверка до запуска двигателей

До запуска двигателей при подключенных на борт аэродромных источниках электроэнергии и включенных всех АЗС и АЗР ПОС (группа “Противообледенение и обогрев”), а так же АЗС “t^о масла двиг. Лев. (прав.)” (группа “Двигатели”) необходимо проверить сигнализацию работы ПОС, для чего:

лампой-кнопкой “Отбор на ПОС”проверить исправность сигнальных ламп открытого положения запорных кранов;

убедиться по вольтметрам в наличии питания по переменному току 115 В и постоянному 27 В;

установить переключатель “Сигнал. Обледен. самолета-Контроль” в положение “Контроль”, а переключатель “Крыло и опер. Вход РУ-19” в положение “Автомат”;

через 3 мин. дать команду связному надеть защитный кожух на штырь датчика РИО-3 и убедиться, что не позднее чем через 15 с загораются сигнальные лампы “Контроль” и “Обледен. самолет”, а через 30…40 с – лампа-кнопка “Отбор на ПОС”;

дать команду связному снять защитный кожух со штыря датчика РИО-3 и убедиться, что через 2…8 с гаснет сигнальная лампа “Контроль”, через 15…40 с гаснет сигнальная лампа “Обледен. самолета”, а лампы-кнопки “Отбор на ПОС”продолжают гореть;

установить переключатель “Крыло и опер. Вход РУ-19” положение “Откл.” и убедится, что лампы-кнопки “Отбор на ПОС” погасли;

установить переключатель “Сигнал. Облед. самолета – Контроль” в нейтральное положение;

установить переключатель “Винт” в положение “Осн. сист.” и по загоранию сигнальных ламп “Облед. Лев. (прав.) двигат.” проверить исправность системы сигнализации обледенения двигателя, после чего переключатель установить в положение “Откл.”

Проверка после запуска двигателей

Для проверки ПОС двигателей необходимо установить переключатели “ВНА лев. (прав.)” в положение “Открыто” и убедиться, что через 5…10 с загорятся две сигнальные лампы “ВНА лев. (прав.) двиг.”, свидетельствующие о наличии давления воздуха в системе 0,35 кгс/см² и более, после выключения системы сигнальные лампы должны погаснуть.

Для проверки ПОС крыла, оперения и воздухозаборников двигателей РУ 19А-300 необходимо установить переключатель “Крыло и опер. Вход РУ-19” в положение “Ручное”и убедиться, что через 30…40 с загорятся лампы-кнопки “Отбор на ПОС”, свидетельствующие об открытии крана, и мощность по ИКМ упадет на 5…10 кгс/см², после выключения системы лампы кнопки погаснут, показания ИКМ восстановятся до прежнего значения. Во избежание температурной деформации носков крыла и оперения ПОС необходимо выключить сразу после загорания ламп-кнопок. Если в течение 1…1,5 мин. после включения обогрева какая-либо из двух ламп загорится, выключить ПОС и проверить работоспособность запорного крана.

Для проверки системы обогрева двигателя РУ 19А-300 необходимо установить переключатель “РУ-19” в положение “Обогрев” и убедиться, что через 30…40 с загорится сигнальная лампа, свидетельствующая об открытии крана, после выключения системы лампа гаснет.

Эксплуатация в полете

Перед выполнением полета в условиях обледенения при подготовке к выруливанию после запуска двигателей ПКЭ необходимо включить переключателем “Сигнал. Обледен. самолета” сигнализатор обледенения РИО-3, а переключателем “Винт” сигнализатор обледенения ВНА СО-4А. При температуре наружного воздуха 5^оС и ниже, а так же независимо от условий погоды переключателями “ВНА лев. (прав.)” включить ПОС двигателей, а переключателем “Винт” установить в положение “Авар. сист.”, но не ранее чем за 10 мин до взлета. ПОС крыла и оперения необходимо включить вручную переключателем “Крыло и опер. Вход РУ-19” после взлета и уменьшения режима работы двигателей до номинального или максимального режима.

Производить взлет запрещается, если на поверхности самолета имеются отложения льда, снега или инея.

Экипаж обязан немедленно принять меры для выхода из района обледенения при:

попадании самолета в обледенение при температуре ниже –20^оС;

отказах ПОС;

отказе одного двигателя.

После выхода из района обледенения и уверенности в отсутствии льда на обогреваемых поверхностях выключить ПОС крыла и оперения.

При полете на эшелоне включение ПОС самолета и двигателей производится перед входом в зону с условиями обледенения. Перед включением ПОС самолета расход воздуха в СКВ необходимо уменьшить до 2ед по УРВК-18, а после выключения восстановить до 3,5…4 ед. ПОС блистера штурмана включается при необходимости обзора воздушного пространства и пролетаемой местности в случае появления льда на блистере.

При обледенении слабой интенсивности ПОС крыла и оперения должна работать непрерывно, а при обледенении средней и сильной интенсивности – периодически , для чего через каждые 8…10 мин полета включать ПОС на 3…4 мин. Сброс льда с носков крыла контролировать визуально.

Работу ПОС во всех случаях контролировать по загоранию соответствующих сигнальных ламп и падении давления в ИКМ на 5…10 кгс/см². Включение ПОС самолета и двигателей приводит к уменьшению скорости на 10…20 км/ч.

Запоздалое включение ПОС двигателя приводит к сбросу льда в двигатель, что может вызвать нарушение устойчивой его работы, повреждения лопаток компрессора и выключения двигателя.

При обнаружении в полете на носках воздухозаборников двигателей льда, как при включенной, так и выключенной ПОС двигателя, а также во вех случаях полета в условиях обледенения при появлении хлопков в двигателях или колебаний стрелки ИКМ, необходимо:

выключить обогрев ВНА, если он был включен (не включать, если он был выключен);

установить режим работы двигателей не ниже 63^о по УПРТ;

немедленно принять меры к выходу из района обледенения, быть готовым зафлюгировать винт в случае останова двигателя, произвести посадку на ближайший аэродром;

при невозможности выхода из зоны обледенения включить обогрев ВНА одного из двигателей. После сброса льда с носков воздухозаборников этого двигателя через 2…3 мин включить обогрев ВНА другого двигателя. В случае останова двигателя после включения ВНА, обогрев ВНА другого двигателя включать только после запуска остановившегося двигателя.

При снижении и заходе на посадку включение ПОС самолета и двигателей производиться в условиях обледенения, а так же при температуре наружного воздуха в пункте посадки ниже 10^оС. Во избежание возникновения отрицательной тяги, режим работы двигателей соответствующий примерно нулевой тяге (полетный малый газ), необходимо увеличить на 4^о по УПРТ по сравнению с тем значением, которое устанавливается рычагом упора ПМГ по фактической температуре наружного воздуха.

Перед выпуском закрылков в посадочное положение убедиться в отсутствии льда на стабилизаторе (в ночное время использовать подсвет). При необходимости выхода из зоны обледенения и необходимости выполнить посадку со льдом на несущих поверхностях самолета посадка выполняется с закрылками, отклоненными на 15^о.

При уходе на второй круг, а так же в полете с одним работающим двигателем разрешается использовать взлетный режим работы двигателей при включенной ПОС самолета и двигателей.

Выключение ПОС самолета в условиях обледенения производить после приземления, а ПОС двигателей после заруливания на стоянку.

ЛИТЕРАТУРА

1.Самолет Ан-26. Руководство по летной эксплуатации. М.: 1980 г.

2.Комаров А.А., Рычка В.П., Мамощин П.Н. Устройство и летная эксплуатация самолета Ан-26. М-: Транспорт, 1987 г.

3.Дурницкий В.Г., Таран В.М. Конструкция самолета Ан-26. Балашов.: БВВАУЛ, 1988 г.

4.Самолет Ан-26. Техническое описание, Книга 2. Конструкция самолета. М.: Внешторгиздат, 1980 г.

5.Самолет Ан-26. Техническое описание. Книга 3. Авиационное оборудование. М.: Внешторгиздат, 1973 г.

О Г Л А В Л Е Н И Е

Предисловие . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
Глава 1.	Общие сведения и краткая характеристика конструкции самолета, его систем и оборудования . . . . . . . . . . . . . . . . .
	1.1. Назначение, основные данные и ограничения самолета . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
	1.2. Краткая характеристика конструкции планера, систем и оборудования самолета . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
Глава 2.	Планер самолета . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
	2.1. Общая характеристика и основные данные . . . . . . . .
	2.2. Конструкция планера . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
	2.3. Эксплуатация планера . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
Глава 3.	Кабины самолета и их оборудование . . . . . . . . . . . . . . . . .
	3.1. Общая характеристика и основные данные . . . . . . . .
	3.2. Кабина экипажа и ее оборудование . . . . . . . . . . . . . . .
	3.3. Грузовая кабина и ее оборудование
	3.4. Устройство, элементы управления и контроля систем оборудования кабин. Работа систем . . . . . . . . . . . . . .
	3.5. Эксплуатация бытового оборудования кабин и систем управления люками . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
Глава 4.	Энергетические системы . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
	4.1. Общая характеристика и основные данные . . . . . . . .
	4.2. Устройство и элементы контроля работы сети источников давления основной гидросистемы . . . . . . . . . . .
	4.3. Работа основной гидросистемы . . . . . . . . . . . . . . . . . .
	4.4. Устройство, элементы управления и контроля сети источника давления аварийной гидросистемы . . . . . . . . .
	4.5. Работа аварийной гидросистемы . . . . . . . . . . . . . . . . .
	4.6. Устройство и элементы управления сети источника давления гидросистемы ручного насоса . . . . . . . . . . . . . .
	4.7. Работа гидросистемы ручного насоса . . . . . . . . . . . . .
	4.8. Эксплуатация сети источников давления гидросистемы . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
Глава 5.	Шасси и его системы . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
	5.1. Общая характеристика и основные данные . . . . . . . .
	5.2. Устройство опор шасси . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
	5.3. Устройство, элементы управления и контроля работы системы уборки и выпуска шасси . . . . . . . . . . . . . . . . .
	5.4. Работа системы уборки и выпуска шасси . . . . . . . . . .
	5.5. Устройство, элементы управления и контроля работы системы торможения колес основных опор шасси . . .

	5.6. Работа системы торможения колес основных опор шасси . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
	5.7. Устройство, элементы управления и контроля системы управления поворотом колес передней опоры шасси . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
	5.8. Работа системы поворота колес передней опоры шасси . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
	5.9. Эксплуатация шасси и его систем . . . . . . . . . . . . . . . .
Глава 6.	Системы управления самолетом . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
	6.1. Общая характеристика и основные данные . . . . . . . .
	6.2. Устройство, элементы управления и контроля работы системы управления рулями и элеронами . . . . . . . . . .
	6.3. Устройство, элементы управления и контроля работы системы управления закрылками . . . . . . . . . . . . .
	6.4. Работа систем управления . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
	6.5. Эксплуатация систем управления . . . . . . . . . . . . . . .
Глава 7.	Топливная система . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
	7.1. Общая характеристика и основные данные . . . . . . . .
	7.2. Устройство, элементы управления и контроля работы системы . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
	7.3. Работа систем подачи и перекачки топлива . . . . .
	7.4. Работа системы централизованной заправки . . . . . .
	7.5. Эксплуатация топливной системы . . . . . . . . . . . . . . . .
Глава 8.	Противопожарное оборудование . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
	8.1. Общая характеристика и основные данные . . . . . . . .
	8.2. Устройство, элементы управления и контроля работы противопожарной системы самолета . . . . . . . . . .
	8.3. Работа противопожарной системы самолета. . . . . . .
	8.4. Устройство, элементы управления и контроля работы противопожарной системы двигателя . . . . . . . . . . . . .
	8.5. Работа противопожарной системы двигателя . . . . . .
	8.6. Эксплуатация противопожарных систем и переносных огнетушителей . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
	8.7. Система нейтрального газа . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
	8.8. Устройство, элементы управления и контроля работы системы нейтрального газа . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
	8.9. Работа системы нейтрального газа . . . . . . . . . . . . . . .
	8.10. Эксплуатация системы нейтрального газа . . . . . . . .
Глава 9.	Система кондиционирования воздуха . . . . . . . . . . . . . . . .
	9.1. Общая характеристика и основные данные . . . . . . . .
	9.2. Устройство, элементы управления и контроля работы системы кондиционирования воздуха . . . . . . . . . . . . .
	9.3. Работа системы кондиционирования воздуха . . . . . .

	9.4. Эксплуатация системы кондиционирования воздуха
Глава 10.	Противообледенительные системы . . . . . . . . . . . . . . . . . .
	10.1. Общая характеристика и основные данные . . . . . . .
	10.2. Устройство, элементы управления и контроля работы ПОС крыла, хвостового оперения и воздухозаборника РУ 19А-300 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
	10.3. Работа системы . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
	10.4. Устройство, элементы управления и контроля работы ПОС двигателей АИ-24ВТ . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
	10.5. Работа системы
	10.6. Жидкостная ПОС блистера штурмана . . . . . . . . . . .
	10.7. Эксплуатация противообледенительных систем . . .
Литература . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .