Техническое описание самолёта ЯК-40

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Министерство образования и науки Российской Федерации

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение

Высшего профессионального образования

«ВОРОНЕЖСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ» (ФГБОУ ВПО «ВГТУ»,ВГТУ) ИМАТ

Кафедра «Самолётостроения»

Специальность «Самолёто - и ветролётостроение»

Техническое описание самолёта ЯК-40

Выполнил: студент гр.СД-141

Устинов Е.В.

Принял: Калмыков В.А.

Воронеж 2014



Содержание

1. Основные геометрические и лётно-технические данные

2. Техническое описание самолёта

3. Конструкция планера

4. Силовая установка

5. Шасси

6. Система управления самолётом

7. Оборудование кабин

8. Гидравлическая система

9. Система кондиционирования

10. Противообледенительная система

11. Электрооборудование

12. Радиоэлектронное оборудование

13. Приборное оборудование



1. Основные геометрические и лётно-технические данные

Самолёт
Длина, м	20,36
Высота на стоянке, м	6,5
Минимальный радиус разворота по концевому обтекателю при рулении, м	15,5
Минимальный радиус круга по наружному колесу при развороте на 360°, м	5
Фюзеляж
Максимальный диаметр, м	2,4
Объём пассажирской кабины, мі	43
Проход между креслами, м	0,755
Объём багажного отделения, мі	6
Крыло
Размах, м	25,0
Площадь, м2	70,0
Удлинение, м	8,93
Сужение, м	2,5
Угол поперечного V	5°50?
Площадь закрылков, мІ	16,5
Площадь элеронов, мІ	3,7
Максимальный угол отклонения, °	35
Взлётный угол отклонения, °	20
Хвостовое оперение
Высота вертикального оперения, м	2,75
Площадь вертикального оперения, мІ	10,48
Размах горизонтального оперения, м	7,5
Площадь горизонтального оперения, мІ	13,03
Шасси
Колея, м	4,52
База на стоянке, м	7,50
Размер колеса передней опоры, мм	720Ч310
Размер колеса основной опоры, мм	1120Ч450
Лётно-технические данные
Нормальная взлётная масса, кг	16 100
Масса пустого самолёта, кг	8580
Экипаж, чел.	2
Крейсерская скорость (истинная), км/ч	510
Посадочная скорость, км/ч	180
Дальность полёта, км	1800
Максимальная высота полёта с пассажирами при перепаде давления в кабине 0,04 МПа, м	8 100
Время набора высоты 6000 м, мин	16,1
Длина разбега, м	715
Длина пробега без РТУ, м	750
Длина пробега с РТУ, м	550

2. Техническое описание самолёта

Пассажирский самолёт Як-40 является первой реактивной машиной, предназначенной для регулярной эксплуатации на местных воздушных линиях и линиях средней протяжённости, а также для выполнения рейсов служебного и специального назначения.

Наличие трёх турбореактивных двигателей АИ-25 повышает безопасность полёта, обеспечивая продолжение взлёта при отказе любого из них. Возможность горизонтального полёта сохраняется даже при отказе двух двигателей из трёх.

Установка двигателей в хвостовой части фюзеляжа снижает уровень шума и вибрации в пассажирской кабине и улучшает аэродинамику крыла, а взаимное расположение воздухозаборников двигателей и крыла обеспечивает защиту двигателей от попадания посторонних предметов.

Пассажиры располагаются в удобных креслах, выполненных в современном стиле. Спокойные, приятные отделочные тона материалов салона, система кондиционирования с индивидуальной вентиляцией и мягкое освещение создают пассажирам необходимый комфорт.

Высокая энерговооружённость в сочетании с малой удельной нагрузкой на крыло обеспечивают самолёту отличные взлётно-посадочные характеристики. Длина разбега по грунтовой ВПП составляет около 715 м при взлётной массе 16 100 кг. Низкое давление в пневматиках колёс шасси и небольшая длина взлётной и посадочной дистанции позволяют использовать самолёт на аэродромах ограниченных размеров без искусственного покрытия с малой прочностью грунта.

Автономный запуск двигателей, откидной бортовой трап для входа в пассажирскую кабину, стояночные тормоза, удерживающие самолёт на стоянке без колодок, небольшая стояночная высота облегчают обслуживание самолёта на неподготовленных аэродромах.

Современное пилотажно-навигационное, радиосвязное и радиолокационное оборудование обеспечивает возможность самолётовождения днём и ночью в простых и сложных метеоусловиях.

Предусмотрена эксплуатация самолёта над водными пространствами. Из-за возможности продолжения полёта на одном из трёх двигателей вероятность вынужденной посадки на воду крайне мала, однако и в этом случае самолёт обладает достаточной плавучестью и устойчивостью для обеспечения эвакуации пассажиров и экипажа.

Экипаж состоит из 2 чел.: левый пилот -- командир корабля и правый пилот -- он же штурман и радист. В кабине экипажа предусмотрено место для размещения нештатного инженера, инструктора, механика или штурмана-навигатора.

Планер самолёта цельнометаллический, большинство конструктивных элементов выполнено из профилированного и листового дюралюминия.

Силовая установка состоит из трёх турбореактивных двигателей АИ-25. Топливо из кессонов-баков крыла к двигателям подаётся двумя насосами. Гидравлическая система включает две автономные системы: основную и аварийную.

Система управления самолётом механическая, безбустерная. Управление триммерами руля поворота и элеронов, стопорением рулей и элеронов электродистанционное. Управление стабилизатором и закрылками дистанционное, электрогидравлическое.

Энергоснабжение оборудования самолёта обеспечивается тремя электрическими системами: посстоянного тока напряжением 27 В, переменного однофазного тока напряжением 36 В. Для повышения надёжности системы энергоснабжения каждый источник питания постоянного тока подключён к одному из пяти распределительных щитков, соединённых между собой по многократно замкнутой схеме.

Пилотажно-навигационное оборудование позволяет пилотировать самолёт днём и ночью в простых и сложных метеоусловиях. Основные приборы, расположенные на приборной доске перед командиром корабля и вторым пилотом, сдублированы. Приборы контроля за работой силовых установок размещены на средней приборной доске.

Система кондиционирования воздуха обеспечивает нормальные условия экипажу и пассажирам, то есть поддерживает необходимой кратности воздухообмен, давление и температуру. Воздух для системы кондиционирования отбирается от компрессоров двигателей.

Кислородная система делится на стационарную и переносную. Стационарная система предназначена для кратковременного пользования экипажем при разгерметизации кабины, а переносная -- для питания кислородом пассажиров, ощущающих кислородное голодание во время полёта. Предусмотрены кислородные противодымные маски с микрофоном для экипажа.

Противообледенительная система самолёта служит для предотвращения обледенения передних кромок крыла, оперения, воздухозаборников мотогондол и заборника системы кондиционирования. Горячий воздух для системы поступает от компрессоров высокого давления двигателей АИ-25. Включение системы может осуществляться как вручную, так и автоматически от сигнализаторов обледенения. Передние стёкла кабины экипажа и приёмники воздушного давления снабжены системой электрического обогрева.



3. Конструкция планера

Планер самолёта состоит из крыла, фюзеляжа и хвостового оперения.

Фюзеляж представляет собой цельнометаллическую конструкцию типа полумонокок. Каркас фюзеляжа состоит из 50 типовых усиленных и силовых шпангоутов набора стрингеров, продольных балок и лонжеронов.

Силовые балки каркаса предназначены для восприятия нагрузок от шасси, крыла, оперения и двигателей.

Стрингерный набор разрезной, образован из прессованных профилей. Он расположен по всей длине фюзеляжа и прерывается при пересечении с силовыми шпангоутами в местах выреза под крыло, окнами, аварийными выходами и люками. На промежуточных шпангоутах стрингеры закреплены уголками.

Обшивка фюзеляжа выполнена в виде отдельных дюралюминиевых панелей толщиной 1--1,8 мм.

Технологическими разъёмами по шпангоутам фюзеляж разделён на носовую, среднюю и хвостовую части. Поперечное сечение фюзеляжа в основном круглое, максимальный диаметр 2,4 м. В хвостовой части фюзеляжа сечение эллиптическое.

На хвостовой и носовой частях фюзеляжа, а также на участке средней части фюзеляжа над крылом обшивка к каркасу приклёпана заклёпками с потайной головкой на уплотнительной ленте, а на остальном участке средней части фюзеляжа приварена точечной электросваркой. Конструкция фюзеляжа обеспечивает его сборку из отдельных сварных и клёпаных панелей.

В носовой части расположена кабина экипажа и отсеки оборудования, в средней находится пассажирская кабина, багажное отделение, гардероб, буфет и туалет, в хвостовой части -- ниша трапа, трап, отсеки агрегатов систем самолёта, отсек среднего двигателя.

В верхней части шпангоута крепится на петлях откидывающийся вверх носовой кок, являющийся радиопрозрачным обтекателем антенны метеолокатора. Максимальный угол откидывания кока 60°. При откинутом носовом коке осуществляется подход к закреплённым на нём антеннам навигационной системы, антенне метеолокатора и агрегатам электрооборудования, размещённым в отсеке фюзеляжа между шпангоутами.

Между шпангоутами под полом расположена ниша передней опоры шасси.

Для обеспечения нормальных условий в полёте кабина экипажа, пассажирская кабина и бытовые помещения выполнены герметичными. Герметизация осуществляется по обшивке фюзеляжа от шпангоута до шпангоута, по стенкам отсеков, по полу кабины экипажа между балками передней опоры шасси, по шпангоутам под полом, по шпангоутам под полом и по полу над крылом.

Фонарь кабины экипажа расположен в верхней части фюзеляжа между шпангоутами . Фонарь имеет семь окон, которые выполнены из органического стекла разной толщины . Перёд пилотами установлено по одному силикатному стеклу с электрообогревом и стеклоочистителями. Два боковых стекла являются форточками.

По каждому борту пассажирской кабины расположены окна, число которых в зависимости от варианта компоновки может составлять восемь или девять. Окна двойные, из органического стекла, снабжены шторками.

Под полом пассажирской кабины проходят тяги управления элеронами и двигателями, электро- и радиопроводка, системы кондиционирования, трубопроводы гидравлической и кислородной систем, а также размещены антенны радиооборудования.

Стыковка фюзеляжа с крылом осуществляется по шпангоутам .

Настил пола в кабине экипажа в районе центроплана крыла изготовлен из дюралюминиевого листа. Полы в пассажирской кабине и в бытовых отсеках выполнены в виде съёмных панелей из сотового заполнителя, оклеенного сверху и снизу листами стеклотекстолита.

В верхней части фонаря кабины экипажа расположен аварийный люк, открывающийся внутрь кабины. Для перехода из пассажирской кабины в кабину экипажа между отсеками оборудования имеется дверь, которая открывается в сторону пассажирской кабины.

На левом борту фюзеляжа между шпангоутами находится бортовая аварийная дверь, открывающаяся в сторону пассажирского салона. Между шпангоутами с правого и левого бортов расположены аварийные люки, которые служат для выхода пассажиров в аварийной ситуации после посадки самолёта.

На шпангоуте смонтирована входная дверь в пассажирскую кабину. Открывание двери производится в сторону кабины.

Входной трап в убранном положении расположен между шпангоутами и крепится шарнирно к шпангоуту на двух узлах. В выпущенном положении трап опирается о землю катками, закреплёнными в нижней части трапа.

К шпангоуту крепится передний пояс навески боковых двигателей, задний пояс крепится к шпангоуту.

Шпангоут является противопожарной перегородкой отсека среднего двигателя. К этому шпангоуту сверху крепится передний лонжерон киля. Задний лонжерон крепится к шпангоуту . По шпангоуту осуществляется крепление среднего двигателя по переднему поясу. К этому же шпангоуту крепится хвостовой кок с щитками реверсивно-тормозного устройства.

Крыло самолёта прямое, большого удлинения. Каждое полукрыло трапециевидной формы в плане, переменной относительной толщины. Профиль крыла С-9С у корня и КВ-4 от середины до конца. Каждое полукрыло снабжено тремя выдвижными взлётно-посадочными закрылками и двумя элеронами, имеющими весовую и аэродинамическую компенсацию.

Угол установки крыла +3°, угол поперечного V по оси переднего лонжерона +5°30?.

Каркас полукрыла образован продольными и поперечными наборами. Продольный набор состоит из носовой балки, переднего и заднего лонжеронов и семи пар стрингеров. Поперечный набор составляют 34 нервюры.

Оба полукрыла стыкуются между собой по оси самолёта с помощью гребенчатых узлов, смонтированных на носовой балке и переднем лонжероне, а также с помощью верхней и нижней стыковых лент.

Крыло стыкуется с фюзеляжем с помощью шести узлов. Стыковые узлы каждого полукрыла располагаются на носовой балке, переднем и задних лонжеронах, ответные стыковые кронштейны фюзеляжа -- на шпангоутах.

Часть полукрыла, ограниченная носовой балкой и задним лонжероном, является топливным кессоном-баком.

В корневых частях полукрыльев смонтированы основные стойки шасси. Для размещения колеса и стойки в убранном положении в каждом полукрыле сделаны купол и ниша.

На концах крыла имеются законцовки, которые крепятся по контуру болтами с анкерными гайками к нервюрам. На самолётах, оборудованных радиостанцией «Ядро» («Карат»), правая законцовка устанавливается из радиопрозрачного материала, съеёмники статического электричества размещаются по хвостовой кромке нервюры.

Распределение горячего воздуха, поступающего в носок крыла от системы противообледенения, осуществляется через поперечные каналы между наружной и внутренней обшивками.

На каждом полукрыле между нервюрами соответственно располагаются три закрылка. Закрылки выдвижные, щелевые, трапециевидной формы в плане, одинаковые по конструкции. Для обеспечения синхронности выпуска и уборки все закрылки кинематически связаны между собой.

На каждом полукрыле между нервюрами расположены соответственно корневой и концевой элероны, имеющие весовую и аэродинамическую компенсацию. Правый корневой элерон снабжён триммером. В системе управления элеронами установлен механизм стопорения, фиксирующий элероны в нейтральном положении при стоянке на земле.

Хвостовое оперение самолёта Як-40 свободнонесущее, однокилевое, Т-образное. Вертикальное оперение состоит из киля и руля поворота, снабжённого триммером, горизонтальное оперение -- из стабилизатора и двух половин руля высоты. В полёте угол установки стабилизатора может меняться в пределах от +3 до --6°

Профиль оперения симметричный. Относительная толщина профиля NАСА по полёту: горизонтального оперения 10 %, вертикального 11 %. Вертикальное оперение стреловидное с углом стреловидности 48°. Горизонтальное оперение трапециевидной формы в плане, с утлом стреловидности по линии четвертей хорд 11°.

Рули высоты и поворота имеют осевую и аэродинамическую компенсацию и весовую перебалансировку. В передних кромках стабилизатора и киля расположены каналы системы противообледенения. В обшивке вертикального и горизонтального оперений сделаны эксплуатационные люки.

Киль состоит из каркаса, съёмного носка, законцовки и работающей обшивки. Каркас киля состоит из двух лонжеронов, передней и задней балок, набора стрингеров и двух вертикальных диафрагм. Руль поворота состоит из каркаса и обшивки. Каркас руля образован лонжероном, коробкой крепления триммера, набором нервюр и носков. Триммер руля поворота расположен в нижней части руля и подвешен к нему с помощью шомпольной петли.

Стабилизатор состоит из каркаса, съёмного носка, законцовки и работающей обшивки. Каркас стабилизатора состоит из продольного и поперечного наборов. Продольный набор образован передним и задним лонжеронами, хвостовой стенкой и стрингерами, поперечный набор -- 10 правыми и 10 левыми нервюрами. Законцовка стабилизатора съёмная.

Руль высоты панельной конструкции состоит из двух половин. Каркас каждой половины руля состоит из лонжерона, набора нервюр и носовых диафрагм. Каждая половина руля крепится к стабилизатору на четырёх узлах: корневом, двух средних и концевом.

4. Силовая установка

Силовая установка самолёта Як-40 состоит из трёх двухконтурных турбореактивных двигателей АИ-25; двух боковых и одного среднего. Боковые двигатели установлены на горизонтальных пилонах в отдельных гондолах по бокам хвостовой части фюзеляжа , средний двигатель -- внутри хвостовой части фюзеляжа.

Энергия истечения газов из сопла среднего двигателя с помощью реверсивно-тормозного устройства (РТУ) используется при посадке для реверсирования тяги, что сокращает длину пробега самолёта.

Крепление каждого двигателя осуществляется в двух поясах: переднем и заднем. Для обеспечения взаимозаменяемости в каждом поясе на двигателе имеется по шесть гнёзд под кронштейны для установки узлов крепления двигателя. Кронштейны устанавливаются в определённые гнёзда в зависимости от того, где размещается двигатель -- в фюзеляже, на левом или на правом пилоне. Для обеспечения быстрой замены двигателей все узлы крепления двигателей легкосъёмные.

В боковые двигатели воздух поступает через короткие прямые воздухозаборники, образованные носовыми коками мотогондол, в средний двигатель -- через воздухозаборник, расположенный в основании передней кромки киля, и далее через S-образный канал. Воздухозаборники всех трёх двигателей обогреваются воздухом системы противообледенения, а обогреваемая часть S-образного канала -- воздухом системы кондиционирования. геометрический самолет шасси управление

Двухконтурный турбореактивный двигатель АИ-25 с взлётной тягой 1470 Н выполнен по двухвальной схеме. Он состоит из двухкаскадного одиннадцатиступенчатого осевого компрессора, разделительного корпуса, кольцевой камеры сгорания двухвальной трёхступенчатой турбины, корпуса задней опоры с двухконтурным реактивным соплом и агрегатов, обеспечивающих работу двигателя и его систем. Степень двухконтурности 2. Для запуска двигателей имеется пусковой двигатель АИ-9 .

Двигатели работают на топливах Т-1, ТС-1, РТ и др. Топливо размещено в двух кессонах-баках крыла, максимальный запас топлива составляет 4000 кг (по 2000 кг в каждом кессоне-баке).

Противопожарная защита двигателей обеспечивается системами обнаружения пожара, пожаротушения и противоогневой защиты. В систему обнаружения пожара входят подсистемы сигнализации ССП-ФК возникновения пожара в отсеках двигателей АИ-25 и АИ-9 и сигнализации ССП-7 возникновения пожара внутри двигателей АИ-25.

Система пожаротушения позволяет осуществлять тушение пожара в любом двигателе или двигательном отсеке в четыре очереди или тушение не более четырёх пожаров в разных двигателях или двигательных отсеках. Тип огнетушащего состава фреон 114 В2.

5. Шасси

Шасси самолёта Як-40 трёхопорной схемы с передней опорой. Основные опоры шасси укреплены на крыле и убираются в корневые части полукрыльев по направлению к фюзеляжу, передняя опора шасси убирается вперёд против воздушного потока.

При убранном положении шасси вырез в фюзеляже закрывается щитками, вырезы в крыле закрываются щитками и колёсами шасси. При выпущенном положении шасси вырез в фюзеляже закрыт щитками.

Все опоры имеют азотно-гидравлические амортизаторы и оборудованы механической сигнализацией выпущенного положения и электрической сигнализацией выпущенного и убранного положений. На основные опоры монтируются колёса с дисковыми гидравлическими тормозами. На передней опоре установлено бестормозное колесо, которое вместе с вилкой и внутренним стаканом амортизатора может поворачиваться на угол ±55°. Поворот колеса передней опоры шасси осуществляется силовыми гидроцилиндрами, при отсутствии давления в гидросистеме колесо передней опоры имеет свободную ориентировку.

Выпуск и уборка шасси производятся с помощью гидравлических силовых цилиндров. Управление уборкой и выпуском шасси дистанционное из кабины пилотов посредством электрогидравлических кранов.

Передняя опора шасси рычажного типа расположена в носовой части фюзеляжа по оси симметрии самолёта . В убранном положении опора удерживается замком, в выпущенном -- подкосом. Передняя опора состоит из амортизатора с двумя цилиндрами поворота, подкоса, гидроподъёмника и замка убранного положения.

На вилке амортизатора устанавливается нетормозное колесо К-327А с пневматиком размером 720Ч310 мм.

Основные опоры шасси крепятся на шкворнях между передним лонжероном и стенкой в корневой части крыла у нервюры . В убранном положении опоры удерживаются замками, установленными на нервюре , в выпущенном -- подкосами.

Основные опоры шасси рычажного типа. Нагрузка, воспринимаемая колесом, передаётся через траверсу на амортизатор.

Уборка и выпуск опор производятся гидравлическим подъёмником.

Основная опора шасси состоит из амортизатора, подкоса, подъёмника и замка убранного положения. На опорах устанавливаются колёса размерами 1120Ч450 мм. Давление в пневматиках колёс 3,5+0,5--4+0,5 кгс/смІ. Колея шасси 4520 мм, база шасси 7465 мм.



6. Система управления самолётом

Управление самолётом включает управление элеронами, рулём поворота, закрылками, стабилизатором, триммером элеронов, триммером руля поворота и механизмом стопорения рулей и элеронов.

Самолётом управляют два пилота: командир корабля и второй пилот, сидящие рядом. Каждый пилот имеет свою колонку управления со штурвалом и педали. Колонки управления, штурвалы и педали обоих пилотов жёстко связаны между собой. Управление самолётом может осуществляться экипажем и с помощью автопилота АП-40.

На стоянке рули и элероны стопорятся механизмом стопорения из кабины экипажа.

Управление элеронами состоит из штурвалов, установленных на колонках управления, проводки управления, рулевой машины РД-7А автопилота АП-40 и механизма стопорения. При полном повороте штурвала влево или вправо на 90° от нейтрального положения элероны отклоняются на 19° вверх и на 15° вниз.

Управление рулём высоты состоит из двух колонок, жёсткой проводки, рулевой машины РД-7А-Т автопилота АП-40 и двух механизмов стопорения (по одному на каждую половину руля). При полном отклонении колонки от нейтрального положения «на себя» и «от себя» на 11°30? руль высоты отклоняется на ±25°.

Управление рулём поворота состоит из двух пар педалей, жёсткой проводки, рулевой машины РД-7А-Н автопилота АП-40 и механизма стопорения. Управление рулём поворота осуществляется посредством тяг и качалок, передающих движение от педалей к рулю поворота.

При полном отклонении педалей на ±100 мм руль поворота отклоняется на ±30°.

Управление закрылками электрогидромеханическое, осуществляется гидромотором ГМ-44 через центральный редуктор, трансмиссионный вал и винтовые механизмы с угловыми редукторами. Угол отклонения закрылков на взлёте 20°, на посадке -- 35°.

Для обеспечения балансировки самолёта в широком диапазоне режимов полёта и центровок стабилизатор выполнен управляемым. Управление им осуществляется специальным механизмом в диапазоне углов от +3 до --6°.

Управление триммерами элерона и руля поворота дистанционное, электромеханическое. Угол отклонения триммера элерона 23°30' вверх и 20° вниз. Угол отклонения триммера руля поворота влево или вправо ±10°.

Обе половины руля высоты, руль поворота и проводка управления элеронами снабжены механизмами стопорения, предохраняющими проводку управления от поломок и разбалтывания при сильном порывистом ветре во время стоянки самолёта.

Руль высоты стопорится в отклонённом вниз на 10° положении.

Управление стопорением элеронов, рулей высоты и поворота осуществляется от кабины экипажа с щитка стопорения.

7. Оборудование кабин

Кабина экипажа двухместная. В ней установлены регулируемые кресла, два штурвала, приборные доски с комплектом пилотажно-навигационных приборов .

Предусмотрено также размещение сиденья для третьего члена экипажа.

На центральной доске расположены приборы контроля силовой установки и индикатор метеолокатора.

Между креслами расположен средний пульт, на котором установлены рычаги управления двигателями, тумблеры и сигнальные лампы управления различными системами самолёта. Внутренняя отделка кабины выполнена из листов дюралюминия марок МА8 и Д16.

Пол застелен ковром.

Пассажирская кабина расположена в средней части фюзеляжа. Компоновка пассажирской кабины, внутренняя отделка и бытовые помещения обеспечивают необходимый комфорт пассажирам во время полёта.

В кабине в зависимости от компоновки устанавливаются , 30 или 32 пассажирских кресла .

Окна диаметром 300 мм находятся против каждого ряда кресел.

Кабина оборудована системой вентиляции и обогрева. Воздух для обогрева и вентиляции отбирается от двигателей и через систему охлаждения и регулятор температуры поступает в кабину.

Багажные полки расположены с правого и левого бортов кабины, вдоль неё слева и справа находятся плафоны освещения. Вентиляционный короб проходит над оконными панелями с правого и левого бортов, насадки индивидуальной вентиляции установлены на нижней стороне багажных полок. По обоим бортам в шахматном порядке размещаются динамики.

В туалете смонтированы унитаз, трубы и санитарный бак. Система водоснабжения состоит из бака вместимостью 10 л, крана, умывальника, труб и заправочной панели.

Для перевозки багажа имеется багажное отделение, которое представляет собой отсек, расположенный по правому борту в хвостовой части пассажирской кабины. Для крепления багажа в верхней части имеются стяжные ремни.

8. Гидравлическая система

Гидравлическая система самолёта обслуживает распределительно-демпфирующий механизм передней опоры шасси, дифференциальный механизм, механизмы перестановки стабилизатора, выпуска и уборки закрылков, силовые цилиндры опор шасси, а также гидроцилиндр выпуска и уборки входного трапа.

Гидросистема выполнена как две автономные системы: основная и аварийная. Для обеспечения надёжной работы насосов на больших высотах предусмотрена система наддува гидробака от компрессоров двигателей АИ-25. Аварийная гидросистема предназначена для питания некоторых самолётных потребителей в случае падения давления в основной системе. В частности, от аварийной системы получают питание гидромоторы управления стабилизатором и закрылками, цилиндры-подъёмники стоек шасси и система торможения колёс. Кроме того, аварийная система обеспечивает выпуск и уборку входного трапа.

9. Система кондиционирования

Система кондиционирования предназначена для поддержания в кабинах самолёта необходимого давления и температуры воздуха на всех высотах полёта. Кроме того, система кондиционирования позволяет осуществлять индивидуальную вентиляцию пассажиров и членов экипажа.

Максимальное избыточное давление в кабине 0,04±0,002 МПа.

Воздух для системы кондиционирования отбирается от трёх двигателей АИ-25.

Нормальная работа системы обеспечивается как при работе всех трёх двигателей, так и при работе любых двух.

Потребная температура воздуха в пассажирской кабине и в кабине экипажа обеспечивается путём подачи в них смеси горячего и охлаждённого воздуха в необходимом соотношении.

Для охлаждения воздуха служит воздухо-воздушный радиатор.

Управление системой регулирования температуры в пассажирской кабине и в магистрали вентиляции может осуществляться как вручную, так и автоматически при помощи соответствующих переключателей, расположенных на приборной доске. При установке этих переключателей в положение «Автомат» системы регулирования температуры автоматически поддерживают температуру.

Температура воздуха контролируется по указателям температуры, расположенным на приборной доске.

10. Противообледенительная система

Эта система служит для предотвращения обледенения носков крыла, киля, стабилизатора, воздухозаборников двигателей, а также для обогрева входных направляющих аппаратов двигателей.

Воздух для системы противообледенения отбирается от компрессоров двигателей АИ-25. Относительный расход воздуха, отбираемый для системы противообледенения, достигается возможностью выбора одного из двух режимов работы системы: предварительного и полного включения системы.

Предварительное включение системы производится в условиях возможного обледенения. При этом обогреваются передние кромки корневой части крыла и воздухозаборники двигателей (заслонки обогрева воздухозаборников в данном случае открываются наполовину).

При начавшемся обледенении производится полное включение системы. При этом открываются все заслонки системы, заслонки обогрева воздухозаборников двигателей открываются полностью, обогреваются передние кромки крыла по всему размаху, передние кромки киля и стабилизатора.

Полное включение системы может производиться как вручную, так и автоматически.

При работе двигателей на взлётном режиме система противообледенения автоматически переводится на режим предварительного включения. При отказе одного двигателя работа системы противообледенения не нарушается, при отказе двух двигателей система выключается. Система противообледенения предусматривает обогрев двигателей на земле.

11. Электрооборудование

Основной первичной системой электроснабжения самолёта является система постоянного тока напряжением 27 В, вторичными -- системы переменного однофазного тока напряжением 115 В и переменного трёхфазного тока напряжением 36 В, причём энергия в последние две подаётся путем преобразования энергии постоянного тока.

Аварийной системой электроснабжения является система постоянного тока напряжением 24 В, в качестве источника питания которой используются аккумуляторные батареи.

Первичная система постоянного тока состоит из трёх генераторных каналов, каждый из которых имеет генератор постоянного тока ВГ-7500 и аппаратуру управления, регулирования и защиты. Каждый генератор включён на свой распределительный щиток (шину).

Аварийная система электроснабжения состоит из двух аккумуляторных батарей типа 20НКБН-25, каждая из которых подключена к своему распределительному щитку.

Электрическая система постоянного тока (основная и аварийная) выполнена по однопроводной схеме. В качестве минусового провода используется корпус самолёта.

12. Радиоэлектронное оборудование

Бортовое радиоэлектронное оборудование позволяет вести двустороннюю радиосвязь как между самолётом и наземными станциями, так и между самолётами, находящимися в воздухе, обеспечивает определение расчётного местоположения самолёта, позволяет совершать посадку по приборам и производить вывод самолёта на радиомаяк.

В состав бортового радиоэлектронного оборудования входят:

радионавигационная аппаратура, включающая два радиокомпаса АРК-9, курсоглиссадную систему посадки СП-50 с маркерным приёмником МРП-56П или «Ось-1» и радиовысотомер малых высот РВ-3М;

радиосвязное оборудование, состоящее из двух командных радиостанций «Перо-11» или радиостанций «Ландыш-5» и «Балкан-5» и аппаратуру оповещения и коммутации;

радиотехническое оборудование, включающее ответчик СО-69 или С0-70 и радиолокационную станцию «Гроза».

Радиооборудование в основном размещено в носовой части фюзеляжа. Все пульты управления и приборы индикации установлены на приборной доске и пультах в кабине экипажа.

Курсоглиссадная система посадки СП-50 с маркерным приёмником МРП-56П или «Ось-1» служит для осуществления расчёта на посадку и выполнения самой посадки в сложных метеоусловиях.

Маркерный приёмник МРП-56П является частью системы слепой посадки самолёта и предназначен для сигнализации момента пролёта над маркерными маяками.

Автоматический радиокомпас АРК-9 предназначен для самолётовождения по приводным и радиовещательным станциям и маякам. Радиокомпас обеспечивает получение непрерывного отсчёта курсового угла.

Радиовысотомер РВ-3М предназначен для определения истинной высоты над земной поверхностью в диапазоне от 0 до 600 м и для обеспечения звуковой и световой сигнализации заданных высот полёта.

Показания радиовысотомера не зависят от покрова местности и атмосферных условий.

Ультракоротковолновые приёмо-передающие радиостанции «Перо-11» (Р-860-11), «Ландыш-5» или «Балкан-5» предназначены для связи с наземными станциями и самолётами, находящими в воздухе.

Аппаратура оповещения, связи и коммутации предназначена для оповещения пассажиров самолёта членами экипажа и для выхода членов экипажа на внешнюю связь через радиостанцию «Перо-11».

Радиолокационная станция «Гроза» обеспечивает навигационный обзор земной поверхности, обнаружение зон грозовой деятельности и оценку степени их опасности, измерение угла сноса, определение наличия или отсутствия безопасного превышения линии полёта самолёта над горными вершинами.

13. Приборное оборудование

Приборное оборудование самолёта Як-40 состоит из пилотажно-навигационных приборов и устройств и приборов контроля работы самолётных систем. Последние подразделяются на приборы контроля работы двигателей и вспомогательные приборы.

Пилотажно-навигационные приборы и устройства с радионавигационной аппаратурой позволяют решать задачи пилотирования и навигации, производить полёты в нормальных условиях, при плохой видимости и ночью. К пилотажно-навигационному оборудованию относятся следующие устройства и отдельные приборы: автопилот АП-40, курсовая система ГМК-1Г, авиагоризонт АГБ-3К, комбинированный указатель скорости КУС-700/1000, высотомер ВД-10К, вариометр ВАР-30М, акселерометр АДП-3, магнитный компас КИ-13, указатель поворота ЭУП-53МТ-500 и др.

Приборы контроля работы двигателей контролируют режимы работы двигателей, количество топлива и наддув баков. К ним относятся тахометр ИТЭ-2, термометр выходящих газов ТСТ-2, автомат выравнивания АЦТ-5-1, аппаратура контроля вибрации двигателей ИВ-300 и др.

Группа вспомогательных приборов включает приборы контроля работы электросети, гидравлической системы, системы наддува кабин, а также приборы контроля положения закрылков и стабилизатора.

Все пилотажные приборы, индикаторы и щитки управления навигационных и радиоустройств, а также приборы, контролирующие работу двигателей и отдельных систем самолёта, размещены на приборной доске и пультах кабины пилотов.

Важнейшие приборы визуального наблюдения, табло, сигнальные лампы и рукоятки находятся в поле зрения пилотов. Плоскость приборной доски состоит из трёх панелей и установлена под углом в 6° к вертикали, что улучшает обзор приборов. Вся приборная доска с лицевой стороны окрашена в серый цвет.

Вдоль бортов от приборной доски до задней стенки кабины расположены левый и правый пульты. В центральной части кабины вверху располагается верхний пульт.

Размещено на Allbest.ru