ТУ-154

1 Общие сведения о самолёте Ту-154

Самолет Ту-154 предназначен для перевозки пассажиров, багажа и грузов на авиалиниях малой и средней протяженности. Самолет рассчитан на перевозку до 18,0 т коммерческой нагрузки. Наибольшее количество пассажирских мест -- 152.

Рисунок 1

Экипаж самолета состоит из двух пилотов, бортинженера и четырех-шести бортпроводников. Предусмотрена возможность размещения в случае необходимости дополнительных членов экипажа -- штурмана и лоцмана.

Самолет представляет собой свободнонесущий цельнометаллический моноплан с низкорасположенным стреловидным крылом и стреловидным Т-образным хвостовым оперением, снабженный тремя турбовентиляторными двигателями НК-8-2 (НК-8-2У) и трехопорным шасси с передней ногой.

Двигатели установлены в хвостовой части фюзеляжа: два по его бокам, третий внутри фюзеляжа. Боковые двигатели оборудованы реверсивным устройством тяги. Заборник воздуха среднего двигателя выведен наверх фюзеляжа.

Шасси убираются назад по потоку: главные ноги в гондолы на крыле, передняя нога -- в нишу передней части фюзеляжа.

Фюзеляж имеет герметическую кабину, в которой поддерживается нормальная температура и давление до высоты полета 12000 м.

Самолет оборудован современным пилотажно-навигационным, радиосвязным и радиолокационным оборудованием, а также аппаратурой автоматического захода на посадку.

Самолет в процессе его производства претерпел ряд конструктивных изменений, в результате которых начал выпускаться модифицированный самолет Ту-154А.

Основными отличиями самолета Ту-154А от самолетов первых выпусков (Ту-154) являются:

наличие дополнительного кессон-бака в подфюзеляжной части центроплана;

совмещенная система управления закрылками, предкрылками и стабилизатором;

--установка двухскоростных стеклоочистителей на лобовых стеклах кабины экипажа;

установка вторых комплектов радиокомпаса, радиовысотомера, радиодальномера;

доработана автоматическая бортовая система управления захода на посадку;

--предусмотрена система подачи специальной жидкости к фильтрам топливной системы для растворения кристаллов льда. На самолетах Ту-154А установлены двигатели НК-8-2У с увеличенной взлетной тягой.

1.1 Основные данные самолёта

Геометрические данные

Длина, м………………………………………………..…………… 47,9

Высота, м………………………………………………………… 11,4

Размах крыла, м…………………………………………………... 37,55

Площадь крыла, м²:

Без наплыва……………………………………………………… 180,01

с наплывом………………………………………………..… 201,45

Поперечное V крыла, град…………………………………..… -110

Средняя аэродинамическая хорда крыла, м……………………… 5,285

Угол установки крыла, град……………………………………… +3

Стреловидность крыла по 1/4 хорды, град ……………………… 35

Площадь горизонтального оперения, м² ………………………… 40,55

Размах горизонтального оперения, м……………………………… 13,4

Стреловидность горизонтального оперения, град ……………… 40

Площадь вертикального оперения, м²……………………….…… 31,725

Размах вертикального оперения, м……………………………..… 5,65

Стреловидность вертикального оперения, град……………..…… 45

Ширина колеи шасси, м……………………………………….…… 11,5

Продольная база шасси, м……………………………………… 18,92

Диаметр фюзеляжа, м……………………………………………… 3,8

Объем багажных помещений, м³:

переднего………………………………………………………….… 21,5

заднего………………………………………………………………... 16,5

Размеры люков багажных помещений (ширина, высота), м:

переднего…………………………………………………………… 1,35 х

1,20 заднего………………………………………………….………. 1,35 х 1,20

Высота багажных помещений, м:

переднего…………………………………………………….…… 1,046

заднего…………………………………………………………… 0,951

Длина багажных помещений, м:.

переднего………………………………………………………… 9,0

заднего………………………………………………………..……… 7,35

Размеры дверей и выходов (ширина, высота), м:

передней входной двери………………………………….. 08 х 1,725

задней входной двери……………………………………. 0,8 х 1,725

запасной двери……………………………………………. 0,61 х 1,28

служебной двери…………………………………………. 0,61 х 1,28

передних аварийных выходов…………………………… 0,48 х 0,90

задних аварийных выходов …………………………...…... 0,48 х 1,07

Массовые данные самолета

Максимальная взлетная масса (вес), т:

Самолета Ту-154…………………………………….…………… 90,0

Самолета Ту-154А……………...……………..…………………. 94,0 Максимальная посадочная масса, т ……….…………………... 75,0

Масса пустого самолета (средняя), т ………………….………. 47,0

Масса снаряжения, т …………………………………….…….. 2,5

Масса снаряженного самолета, т…………………………..….. 49,5

Полная коммерческая нагрузка, т…………………….………. 18,0 Коммерческая нагрузка при полной заправке топливом, т….. 7,5 Максимальный запас топлива

при централизованнойзаправке(?=0,8г/см³),т………………… 33,15

Допускаемая удельная нагрузка на пол багажных помещений, кгс/м²………………………………….………..……………..….. 600

Примечания

1. Максимальная масса самолета может превышать указанную выше на 450 кг при условии, что эти 450 кг топлива будут выработаны на земле в процессе опробования двигателей и руления самолета на исполнительный старт.

2. При определении взлетной массы самолета в расчет принимается не средняя масса пустого самолета, а масса, указанная в паспорте данного самолета.

3. Масса снаряжения самолета включает в себя массу членов экипажа -- по 80 кг на человека, масла в маслобаках--105 кг, воды и химической жидкости в туалетных комнатах --170 кг, контейнеров с посудой и оборудованием буфета -- 340 кг, детских люлек--16 кг, бортовой лестницы -- 9 кг.

В варианте полета над водным пространством в состав снаряжения входят также плоты и спасательные жилеты.

В состав коммерческой нагрузки входят масса пассажиров -- по 75 кг на человека, багажа, почты, продуктов в буфете.

Отдельные посадки самолета в необходимых случаях допускаются с массой, превышающей максимальную посадочную массу, вплоть до максимальной взлетной массы. После каждой такой посадки самолет должен быть осмотрен представителями завода-изготовителя и эксплуатационного предприятия. По результатам осмотра составляется акт и принимается решение о дальнейшей эксплуатации самолета.

Центровка самолета

Предельно допустимая передняя центровка на взлете, шасси выпущено……………………………………………………………..21% САХ Предельно допустимая передняя центровка на посадке, шасси выпушено…………………………………………………………...…18% САХ Предельно допустимая задняя центровка на взлете………………32% САХ

При уборке шасси на самолете с максимальной взлетной массой центр тяжести самолета перемещается назад на 0,7--0,8% САХ; при выпуске центр тяжести самолета смещается вперед примерно на 1% САХ. Выработка первоначальных 12, 0 т топлива вызывает перемещение центра тяжести самолета назад на 5,0% САХ.

Для обеспечения центровок в допустимом диапазоне загрузка самолета должна производиться в полном соответствии с требованиями «Руководства по загрузке и центровке самолета Ту-154».

Летные данные

Максимальная скорость горизонтального полета (средняя полетная масса 77,5 т, номинальный режим работы двигателей, высота 11000 м), км/ч….. 945

Крейсерская скорость полета, км/ч……...…………………………….. 850--920

Практический потолок (взлетная масса 90,0 т, номинальный режим работы двигателей),м………………………………………………………………. 11800 Практическая дальность полета (взлетная масса 90,0 т, высота 11000 м, крейсерская скорость 900 км/ч, аэронавигационный запас топлива на час полета, встречный ветер 50 км/ч, полный запас топлива), км……………4000 Дальность полета при полной коммерческой нагрузке, км………………2560

Взлетные и посадочные данные

Взлетные данные для взлетного режима работы двигателей взлетной массы самолета 90,0 т, закрылков, отклоненных на 28°, предкрылков, отклоненных на 18,5° при стандартных атмосферных условиях, составляют:

Скорость отрыва самолета, км/ч…………………………………………….270

Длина разбега, м…………………………………………………………….1215 Взлетная дистанция, м………………………………………….…………..2080

Посадочные данные для посадочной массы 69,0 т, закрылков, отклоненных на 45°, предкрылков, отклоненных на 18,5° внутренних интерцепторов, отклоненных на пробеге на 50°, сред них интерцепторов, отклоненных на 45°, при стандартных атмосферных условиях составляют:

Посадочная скорость, км/ч………………..………………………………... 230 Длина пробега, м………………………………………………………………710

Посадочная дистанция, м……………………………………………………2300

2 Планер самолёта

Планер самолета имеет ряд разъемов, по которым делится на отдельные части. Разъемы облегчают сборку, транспортировку и ремонт планера; расширяют фронт работ при постройке самолета и позволяют широко применять более совершенные технологические процессы.

Для получения минимальной массы конструкции планера многие его конструктивные элементы имеют переменное сечение, полученное методом программного и химического фрезерования, используются также сотовые конструкции. Химическое фрезерование наиболее широко применяется для обработки листов обшивки планера. При этом методе часть металла удаляется с листа химическим путем до получения расчетной толщины.

Широко применены в конструкции планера элементы, изготовленные путем штамповки и прессования. Эти высокопроизводительные технологические процессы обеспечивают высокое качество изделий.

2.1 Основные конструкционные материалы планера

Силовые элементы конструкции планера изготовлены в основном из алюминиевых сплавов Д16, В95, АК6, АЛ 19; магниевых сплавов МЛ5, МА8; сталей ЗОХГСА, ЗОХГСНА.

Рисунок 2

1 -- носовой обтекатель;

2 -- передняя и средняя части фюзеляжа;

3 -- предкрылки;

4 -- носок ОЧК;

5 -- концевой обтекатель крыла:

6 -- кессон ОЧК;

7 -- элерон;

8 -- интерцепторы;

9 -- внешний закрылок;

10 --обтекатель воздухозаборника среднего двигателя;

11 --гондола внешнего двигателя;

12 -- крышки люков;

13 -- канал воздухозаборника среднего двигателя;

14 -- откидные крышки;

15 -- перекрывная лента;

16, 17 -- носок киля;

18 -- концевой обтекатель киля;

19 -- кессон киля;

20 -- носок стабилизатора;

21 -- концевой обтекатель стабилизатора;

22 -- руль высоты;

23 -- кессон стабилизатора:

24 -- обтекатель стабилизатора;

25 -- руль направления;

26 -- задний стекатель;

27 -- створки нижнего люка отсека среднего двигателя;

28 -- главная нога шасси;

29 -- гондола шасси;

30 -- створки гондолы шасси;

31 -- щиток подкоса главной ноги шасси;

32 -- хвостовая часть фюзеляжа;

33-- крышка люка технического отсека;

34 -- крышка люка заднего багажного помещения;

35 -- внутренний интерцептор;

36 -- внутренний закрылок;

37 -- внутренний предкрылок;

38 -- носок центроплана;

39 -- центроплан крыла;

40 -- подкессонная секция;

41 -- крышка люка переднего багажного помещения;

42 -- створки ниши передней ноги шасси:

43 -- передняя нога шасси.

Дуралюмин Д16 используется для изготовления обшивки, стрингеров, поясов и стенок лонжеронов, шпангоутов, нервюр и других силовых элементов. Этот материал при небольшой плотности, равной 2,8 г/см³, имеет значительный предел прочности, достигающий 46 кгс/мм². Сплав Д16 хорошо обрабатывается механическим путем, в свежезакаленном и отожженном состоянии достаточно пластичен для изготовления листовых деталей холодной штамповкой. Сплав Д16 является надежным конструктивным материалом, проверенным длительной эксплуатацией на самолетах различных типов.

Алюминиевый сплав В95 применяется так же, как и дуралюмин Д16, для изготовления обшивки, стрингеров и некоторых других силовых деталей. Этот сплав при такой же примерно плотности, как и у сплава Д16, имеет более высокий предел прочности, достигающий 52 кгс/мм², поэтому более выгоден в отношении массы. Технологические свойства сплава В95 близки к технологическим свойствам дуралюмина Д16. Существенным недостатком сплава В95 является его повышенная чувствительность к концентрации напряжений, что может вызвать появление усталостных трещин у отверстий, в местах резкого перехода сечений детали, царапин, забоин и пр. В процессе эксплуатации детали из сплава В95 требуют более тщательного осмотра.

Марки алюминиевых сплавов Д16 и В95 могут содержать буквы «А», «Т», «Н» и «В», например, Д16А, Д16А-Т, В95А-Т1НВ. Буква «А» указывает на пониженное количество в сплаве вредных примесей (высококачественный сплав), «Т» -- сплав в закаленном состоянии (твердый); «Н» -- нагартованный; «В» -- лист высокого качества проката (выкатки).

Алюминиевый сплав АК6 используется для изготовления деталей методом горячей штамповки (ковки). Он применяется прежде всего для изготовления кронштейнов, фитингов и других деталей стыковых соединений планера. Сплав АК6 имеет в своем составе меньше легирующих элементов, чем дуралюмин Д16, поэтому более пластичен, но и менее прочен -- его предел прочности составляет 36--38 кгс/мм².

Алюминиевый сплав АЛ19 применяется для литых деталей стыковых соединений, имеющих сложную конфигурацию и несущих относительно небольшие нагрузки.

Магниевый сплав МЛ5 применяется для изготовления деталей литьем. Основным преимуществом магниевых сплавов (электронов) является их низкая плотность, составляющая 1,85 г/см³. Предел прочности сплава МЛ5 21--22 кгс/мм².

Недостатком магниевых сплавов является низкая коррозионная стойкость, поэтому в процессе эксплуатации за деталями из магниевых сплавов требуется систематическое наблюдение для обнаружения и устранения коррозии.

Стали ЗОХГСА (хромансиль) и ЗОХГСНА (никелевый хромансиль) используются для изготовления высоконагруженных деталей и узлов, выполненных механической обработкой, сваркой или горячей штамповкой. Никелевый хромансиль при одинаковой со сталью ЗОХГСА вязкостью может быть закален до более высокой прочности, поэтому его применение более выгодно в массовом отношении. Недостатком стали ЗОХГСНА по сравнению со сталью ЗОХГСА является повышенная чувствительность к концентрации напряжений; возникающих у царапин, забоин, отверстий и резких переходов сечений деталей. Концентрация напряжений в этих местах может вызвать появление усталостных трещин.

2.2 Защита планера от коррозии

Листы алюминиевых сплавов, используемые для изготовления обшивки и других элементов конструкции планера, имеют с обеих сторон тонкие слои чистого алюминия. Такие листы называются плакированными; они получаются в процессе изготовления листа горячей прокаткой.

Толщина слоев чистого алюминия в плакированном листе составляет около 4% общей толщины листа. Тонкие листы имеют слой чистого алюминия до 8% толщины листа.

Чистый алюминий значительно более стоек к коррозии в атмосферных условиях, чем дюралюминовые сплавы, поэтому является достаточно надежной защитой от коррозии.

Обшивка и все другие детали планера, изготовленные из алюминиевых сплавов, анодируются. В процессе анодирования на поверхности детали образуется плотная пленка окиси алюминия, не пропускающая атмосферный кислород к металлу. Меняя состав и температуру электролита, в котором проводится анодирование детали, плотность пропускаемого через электролит тока, а также время выдержки детали в ванне, получают пленку различной толщины и цвета.

В качестве третьего защитного от коррозии слоя применяются лакокрасочные покрытия. Вся наружная поверхность самолета покрывается бесцветным лаком. Внутренняя поверхность обшивки и каркаса в нижней части фюзеляжа покрыты антикоррозийными эмалями, а места, особо подверженные действию коррозии, дополнительно покрыты герметиком.

Все три защитных слоя -- слой чистого алюминия, пленка окиси алюминия и лакокрасочное покрытие -- создают надежную защиту планера от коррозии в атмосферных условиях, но имеют недостаточную механическую прочность и легко могут быть повреждены. В местах повреждений покрытий возникает коррозия, которая особенно интенсивно развивается в зонах скопления воды и грязи, а также в местах, подверженных воздействию паров кислоты, выхлопных газов и других агрессивных сред.

2.3 Фюзеляж

Фюзеляж самолета служит для размещения экипажа, пассажиров, багажа, грузов и оборудования; к нему крепятся крыло, киль, двигатели и передняя нога шасси.

Фюзеляж цельнометаллический, стрингерной конструкции (типа полумонокок).

Фюзеляж собирается из трех основных частей: передней, средней и хвостовой, стыкующихся по шпангоутам № 19 и 66.

Рисунок 3

1 -- фонарь кабины экипажа;

2 -- носовой обтекатель;

3 -- шпангоут № 3;

4 -- сферическое днище шпангоута № 4--5;

5 -- шпангоут № 7;

6 -- шпангоут № 12;

7 -- герметическая стенка шпангоута № 14;

8 -- вырез под переднюю входную дверь;

9 -- левая продольная балка ниши передней ноги;

10 -- шпангоут № 19;

11 -- пол;

12 -- обшивка.

Рисунок 4

1 -- шпангоуты;

2 -- рельсы для крепления блоков пассажирских кресел;

5 -- стрингеры;

4 -- балки шпангоутов;

5 -- нижняя передняя секция;

6 -- задняя входная дверь;

7 -- носовая часть зализа фюзеляжа с крылом;

8 -- каркас пассажирского пола;

9 -- средняя часть зализа фюзеляжа с крылом;

10 -- оконная секция;

11 -- хвостовая часть зализа фюзеляжа с крылом;

12 -- нижняя задняя секция,

13 -- окно пассажирского салона;

14 -- носовая часть пилона крепления гондолы двигателя;

15 -- настил пола;

16 -- верхняя секция

Рисунок 5

1 -- носок воздухозаборника среднего двигателя;

2 -- шпангоуты воздухозаборника;

3 -- воздухозаборник для обдува гидрохолодильников гидросистем;

4-- воздухозаборник для обдува воздухо-воздушного радиатора;

5 -- обшивка воздухозаборника;

6 -- нижняя стенка кессон-бака;

7 -- люк для подхода к трубе отбора воздуха;

8 -- люки для подхода к термопарам Т-93;

9 -- надстройка под рулем направления;

10 -- балка для крепления заднего узла среднего двигателя к ВСУ;

11 -- шпангоут отсека ВСУ;

12 -- плато отсека ВСУ;

13 -- шпангоут № 83;

14 -- люки для подхода к заднему узлу крепления среднего двигателя и датчику вибрации;

15 -- обшивка хвостовой части фюзеляжа;

16 -- шпангоут № 78;

17 -- пилон;

18 -- шпангоут № 75;

19 -- бимс;

20 -- задняя стенка технического отсека по шпангоуту № 74;

21 -- узел крепления двигателя на шпангоуте № 71;

22 -- потолок технического отсека;

23 -- шпангоут №71;

24 -- пол технического отсека;

25 -- узел крепления двигателя на шпангоуте № 67;

26 -- профили;

27 -- стрингеры;

28 -- стенка шпангоута № 67а;

29 -- шпангоут № 67;

30 -- шпангоут № 66.

2.4 Система жизнеобеспечения экипажа в полёте

Система кондиционирования воздуха обеспечивает наддув, вентиляцию и обогрев кабин при отборе воздуха как от трех, так и от двух двигателей.

Воздухообмен за один час полета при работе трех двигателей -- 16-17-кратной, а при работе двух двигателей -- примерно 15-кратный.

При работе системы воздух от компрессоров двигателей через запорные кран или от ВСУ по трубопроводам минуя обратные фиксируемые клапаны, поступает в общую магистраль, по которой подводится к первичному воздухо-воздушному радиатору (ВВР), обеспечивающему охлаждение воздуха до температуры +100 ? +200°С. При необходимости воздух может поступать в основную магистраль помимо радиатора, если открыта заслонка. ВВР и заслонка образуют предварительный узел охлаждения.

За ВВР воздухопровод делится на левую и правую основные магистрали 55, в начале которых установлены заслонки и регуляторы избыточного давления воздуха. Заслонки позволяют перекрыть подачу воздуха в магистрали при запуске двигателей или при повышении давления в них до 5 кгс/см². Регуляторы понижают избыточное давление воздуха в основных магистралях до величины 2,5 ±0,2 кгс/ см².

В районе переднего лонжерона центроплана основные магистрали подходят к бортам фюзеляжа. На них установлены регуляторы избыточного давления. Затем воздух поступает к основным ВВР, а от них -- к турбохолодильникам (ТХ). В основных ВВР воздух охлаждается до температуры + 40? +70° С, а в ТХ -- до -10? +20 °С.

В необходимых случаях для поддержания температуры воздуха в кабине или ускорения ее разогрева воздух может быть пропущен помимо ТХ и ВВР. Для этой цели в системе установлены распределители воздуха.

Следует отметить, что при перепуске воздуха минуя ТХ и ВВР регулятор за собой поддерживает избыточное давление 0,1 ± 0,03 кгс/см², а когда воздухопроводы перепуска закрыты--2,5± 0,2 кгс/см².

Воздухо-воздушные радиаторы, турбохолодильники и распределители воздуха образуют левый и правый основные узлы охлаждения.

От основных узлов охлаждения начинаются магистрали охлажденного воздуха, на которых установлены влагоотделители и глушитель шума.

После глушителя воздух разделяется на три основных потока. Первый по магистрали направляется в кабину экипажа, где подводится к патрубкам обдува ног пилотов и бортинженера, к насадкам индивидуальной вентиляции, к боковым патрубкам с ручными заслонками для регулирования расхода воздуха, в линию обдува остекления фонаря кабины экипажа и в линию общей вентиляции и обогрева кабины экипажа, которая заканчивается ручной заслонкой.

Второй поток поступает в коробы индивидуальной вентиляции пассажирских салонов, а также в воздухопроводы вентиляции верхней части салонов.

К коробам индивидуальной вентиляции подсоединяются коробки с насадками индивидуальной вентиляции, а также воздухопроводы, питающие большие насадки индивидуальной вентиляции, расположенные в переднем и задних туалетах. Вентиляция кухни осуществляется с помощью малых насадков индивидуальной вентиляции, расположенных в коробках.

Воздухопроводы улучшают конвекцию воздуха в салонах и не допускают застойных зон. Воздух из этих воздухопроводов выбрасывается через щели и отверстия в облицовке. Всего имеется восемь таких ответвлений -- по три на каждом борту во втором салоне и по одному -- в первом.

Третий поток охлажденного воздуха подается к панелям обогрева. В основных магистралях, по которым поступает воздух в кабину экипажа и панели обогрева, установлены смесители. Магистрали, питающие панели второго салона, имеют два смесителя, а первого салона и кабину экипажа -- по одному.

К каждому смесителю подведен горячий воздух, который поступает из объединенной магистрали. На этой магистрали установлен регулятор избыточного давления, а в линиях перед смесителями распределители.

Регулятор поддерживает за собой избыточное давление 0,3±0,03 кгс/см².

За смесителями поддерживается температура воздуха не более 60°С. При разогреве кабины разрешается температуру доводить до 70°С.

К панелям обогрева подходят ручные заслонки, которые регулируют подачу теплого воздуха в передний и задний вестибюли.

В воздухопроводах системы установлены обратные клапаны. Обратные клапаны перекрывают магистрали, в случае их разгерметизации, и линию штуцера, предназначенного для подсоединения рукава установки воздушного запуска при запуске двигателей на земле.

Обратные клапаны служат для перекрытия магистралей в случае разгерметизации системы, находящейся за герметической кабиной в носках крыла. Во время работы двигателей обратный клапан перекрывает воздухопровод отбора воздуха от ВСУ. Перед влагоотделителями в магистралях установлены мерные шайбы. В воздухопроводах системы установлены ограничительные шайбы, которые позволяют равномерно распределить воздух по кабине.

2.5 Особенности технического обслуживания планера

Техническое обслуживание планера сводится в основном к дефектации обшивки планера и элементов фюзеляжа, работающих под действием избыточного давления в гермокабине, -- дверей и крышек люков, фонаря кабины пилотов, остекления пассажирских кабин; проверке узлов навески рулей, элеронов, закрылков, предкрылков и интерцепторов; периодической проверке систем запирания и отпирания входных и служебной дверей; работоспособности крышек аварийных выходов; смазке трущихся поверхностей.

Предотвращение появления коррозии, ее своевременное выявление и устранение являются важнейшими требованиями обслуживания планера. Для этого необходимо предохранять от механических повреждений элементы конструкции планера.

Во избежание повреждения антикоррозионного покрытия не допускается хождение по обшивке самолета в обуви без специальных чехлов или при отсутствии на обшивке мягких ковриков или матов; нельзя касаться обшивки стремянками, лестницами, шлангами, заправочными пистолетами и другим оборудованием, не обшитым в местах касания резиной или мягкой тканью; не разрешается класть на нее детали, инструмент и другие предметы, а снятые с самолета рули, закрылки, носки и панели крыла и прочее необходимо укладывать на козелки и стеллажи с мягкой обивкой. По этой же причине не допускается удаление льда с поверхностей самолета механическим путем.

Больше всего подвержены поражению коррозией места скопления пыли, грязи и влаги, а также места попадания на обшивку кислот, щелочей, масла, бензина и других вредно действующих жидкостей и их паров. Поэтому необходимо своевременно удалять загрязнения с обшивки и регулярно мыть внешнюю поверхность самолета, не допускать попадания воды в самолет. Если же вода попала в самолет, мокрые детали и агрегаты протереть насухо чистой салфеткой, а из труднодоступных мест воду удалить при помощи шприца и затем просушить теплым воздухом из подогревателя. Не следует допускать контактов металлических изделий с мокрой теплозвукоизоляцией. При техническом обслуживании самолета следить за чистотой дренажных отверстий для слива конденсата. Для защиты самолета от атмосферных осадков необходимо укрывать его чехлами. Чехлы надевать на чистые сухие поверхности. В теплое время года при техническом обслуживании самолета для удаления влаги производится проветривание кабин и багажных помещений фюзеляжа при открытых дверях, люках и форточках.

При попадании кислоты или щелочи на самолет необходима немедленно ее удалить. Для этого тщательно несколько раз промыть пораженное место теплой водой с содой и нейтральным мылом, затем протереть чистой салфеткой. Особенно тщательно промыть и просушить сжатым воздухом зазоры. Случаи проливания кислоты или щелочи записывать в формуляр самолета и в. течение месяца вести систематическое наблюдение за облитым кислотой участком.

На самолете особенно подвержены поражению коррозией подпольная часть фюзеляжа в районе багажных помещений, зонах расположения туалетных комнат, в отсеках аккумуляторов и агрегатов высотного оборудования, через которые выпускается воздух из гермокабины в атмосферу.

Признаком коррозии алюминиевых сплавов является появление на деталях белых и серых пятен, иногда имеющих вид черных точек. При коррозии магниевых сплавов появляется вспучивание лакокрасочного покрытия и рыхлый солевой налет грязно-белого цвета. Коррозия стальных деталей сопровождается образованием налета ржавчины.

Обработка пораженной коррозией детали сводится к удалению продуктов коррозии и защите поврежденного участка лакокрасочным покрытием.

Дефектация обшивки фюзеляжа, крыла, стабилизатора, киля, рулей, элеронов, закрылков, предкрылков (и их торцовых нервюр), интерцепторов, а также зализов, аэродинамических ребер производится для выявления трещин, пробоин, глубоких вмятин, царапин, деформации, нарушения лакокрасочных покрытий, ослабления заклепочных швов и болтовых соединений.

Необходимо проверять путем простукивания, нет ли на обшивке рулей, имеющей сотовую конструкцию, непроклеенных мест, а на обшивке закрылков, предкрылков и интерцепторов -- потертостей в местах прилегания к крылу.

Особо важно предотвратить появление дефектов на обшивке герметической части фюзеляжа. При выявлении царапин глубиной свыше 0,1 мм на обшивке толщиной до 1,2 мм и глубиной 0,15 мм на обшивке толщиной 1,5--3 мм эксплуатация самолета не разрешается без ремонта поврежденных мест.

Все указанные выше дефекты не допускаются, обшивка и другие элементы планера подлежат ремонту согласно соответствующей технологии. Ослабленные заклепки подтягиваются или заменяются, ослабленные винты и болты подтягиваются.

При осмотре планера проверяется крепление панелей и носков крыла, а также состояние видимой части каркаса фонаря пилотов и шпангоута № 67а фюзеляжа.

Дефектация входных, служебной и запасной дверей, аварийных выходов, форточек, крышек люков багажных помещений и эксплуатационных люков предусматривает выявление на их обшивке и окантовках фюзеляжа пробоин, глубоких вмятин, трещин, деформаций, царапин, ослабления заклепочных швов; проверяется исправность узлов навески и замков дверей и крышек люков, состояние резиновых профилей герметизации.

При наличии дефектов производится ремонт; неисправные замки ремонтируются или заменяются, резиновые профили заменяются.

Узлы навески рулей, элеронов, закрылков, предкрылков осматриваются на отсутствие люфтов, трещин, коррозии, надежность крепления кронштейнов, исправность контровок, исправность и надежное крепление лент металлизации.

Детали с трещинами, неисправные ленты металлизации и контровки заменяются.

Осмотр остекления фюзеляжа производится изнутри кабин при хорошей освещенности. Особое внимание обращается на отсутствие трещин, царапин, забоин и других механических повреждений. Органические стекла проверяются также на отсутст-вие «серебра» (мелких поверхностных трещин), триплексные стекла на отсутствие отлипов. Проверяется крепление стекол фонаря и прилегание их к каркасу. На остеклении допускаются волосяные царапины, отдельные неглубокие царапины -- риски, «серебро» в виде цепочки длиной не более 60 мм и шириной до 6 мм в количестве не более одной цепочки на деталь или «серебро» в виде отдельных пятен (не более трех) площадью до 2 см² по всей поверхности.

При появлении «серебра» необходимо следить за его развитием если оно увеличивается по размеру и возникает в других местax и общая площадь поражения превышает 6 см², стекло подлежит замене.

Стекло, имеющее большое количество царапин, мешающих видимости, полируется пастой ВИАМ-2. Полировка производится вручную тампоном из гигроскопической ваты с небольшим количеством пасты сначала вдоль царапины, затем поперек и окончательно круговыми движениями с легким нажимом без задержки на месте во избежание нагревания поверхности стекла.

Органические стекла нужно предохранять от ударов твердыми предметами и других механических повреждений, не подвергать длительному воздействию влаги и солнечных лучей и особенно важно не допускать действия органических растворителей и их паров (ацетона, дихлорэтана, этилового спирта, клея 88 и др.), вызывающих образование поверхностных микротрещин. От действия солнечных лучей и атмосферных осадков стекла защищаются самолетными чехлами.

Пыль и грязь с поверхности стекла удаляются мягкой чистой хлопчатобумажной тканью, смоченной в чистой воде, с последующей протиркой досуха сухой мягкой тканью.

При образовании слоя льда или инея на стекле его следует удалить струей теплого воздуха или горячей чистой водой с температурой 50--60° С, после чего тщательно протереть стекло.

В процессе технического обслуживания самолета необходимо периодически проверять системы запирания входных и служебной дверей, работоспособность крышек аварийных люков. При проверке системы запирания дверей замеряются усилия, необходимые для поворота внутренней ручки, надежность ее стопорения и заход ролика замка двери на опорную площадку.

Усилие для поворота внутренней ручки при закрывании и открывании дверей не должно превышать 20 кгс на плече 250 мм. Заход ролика каждого замка на опорную площадку должен быть не менее 19 мм.