Як-40 как реактивный первенец местных авиалиний

Размещено на http://www.allbest.ru/

1. Предпосылки создания

Созданием ЯК-40 занималось ОКБ А. С. Яковлева (в настоящее время авиационная корпорация "Яковлев", но на проходной сохранена табличка ОКБ). Конструкторское бюро было до этого известно своими боевыми истребителями, учебно-тренировочными и спортивными самолётами. И вдруг Як-40, пассажирская машина. Несколько неожиданный на взгляд неискушённого человека поворот в работе конструкторского бюро (КБ).

На проектирование и постройку машины понадобился всего один год, и 21 октября 1966 г. лётчик-испытатель Арсений Колосов впервые поднял самолёт в воздух.

2. Концепция самолета

Самолёт предназначен для полётов на местных воздушных линиях протяжённостью до 1500 км. Вмещает он от 27 до 32 пассажиров. Крейсерская скорость (истинная) 510 км/ч. Основная идея, заложенная в конструкцию машины, -- простота. Крыло имеет большую площадь -- 70 мІ. Это позволило отказаться от сложных многощелевых предкрылков и закрылков. В то же время сочетание такого крыла с тремя реактивными двигателями АИ-25 (тяга каждого 1470 Н) обеспечивает высокие взлётно-посадочные характеристики.

При проектировании самолёта перед КБ стояла извечная задача -- найти компромисс между надёжностью, обеспечивающей высокую безопасность полёта, и экономичностью. Так, было решено применить на самолёте схему с силовой установкой из трёх двигателей: два двигателя размещены по бортам фюзеляжа, а один -- внутри хвостовой части фюзеляжа.

Як-40 не нуждается в аэродромных передвижных трапах, поскольку в хвостовой части самолёта имеется откидной посадочный трап. Идея простоты проявилась и в требованиях к аэродромам для Як-40. Шасси самолёта оснащено мягкой амортизацией и колёсами с пневматиками необычно большого диаметра. Это нужно для того, чтобы уменьшить удельное давление на поверхность взлётного поля. Поэтому Як-40 способен взлетать и садиться на грунтовые аэродромы. (Приложение 1)

"Сердце" любого летательного аппарата -- двигатель. На Як-40 установлены три двигателя АИ-25, которые разработаны в конструкторском бюро А. Г. Ивченко. Силовая установка обеспечивает полную безопасность полета. При отказе одного из двигателей самолёт продолжает уверенный взлёт. В горизонтальном полёте не страшен отказ и двух двигателей, хотя практически это невозможно.

Ещё одно достоинство силовой установки Як-40. Средний двигатель, размещённый в фюзеляже, имеет реверсивное устройство, изменяющее при торможении самолёта направление струи выходящих из двигателей газов. Поэтому пробег машины при посадке составляет всего лишь 400 м. Применение реверсирования тяги -- дело в общем-то не новое. Оригинальность решения конструкторов Як-40 состоит в том, что реверсивные щитки являются принадлежностью самолёта, а не двигателя. Это очень важно для унификации всех двигателей и упрощения замены среднего двигателя, если возникнет необходимость его отремонтировать.

3. История создания самолета

Первый полет самолет совершил 21 октября 1966 года. Як-40 - первый в мире реактивный самолет для региональных авиалиний. Год первого полета самолета -- 1966. Разработанный конструкторским бюро им. Яковлева, Як-40 стал первым в мире реактивным самолетом местных воздушных линиях. Як-40 также стал первым самолетом производства СССР, получившим сертификат летной годности в странах Западной Европы (Италии и ФРГ).

Производство Як-40 продолжалось с 1967 по 1981 гг., всего было выпущено 1011 самолетов, из которых 125 поставлено на экспорт в 18 стран мира. Сегодня самолеты Як-40 продолжают эксплуатироваться на регулярных авиалиниях, а также в качестве самолетов бизнес-авиации.

Государственные и эксплуатационные испытания самолёта Як-40 были проведены в 1967--1968 гг., а уже в октябре 1968 г. на Саратовском авиационном заводе был начат его серийный выпуск. Свыше 100 предприятий страны поставляли детали и агрегаты на Саратовский авиационный завод, где изготавливался фюзеляж и производилась сборка всего самолёта. В течение первого года производства выпускались самолёты с взлётной массой 13,7 т и с исходной компоновкой на 24 пассажирских места.

Значительный запас энерговооружённости позволил конструкторам провести работу по повышению экономической эффективности Як-40, и с 1969 г. в предприятия гражданской авиации начали поступать самолёты в 27-местном варианте (за счёт добавления девятого ряда кресел и соответственно уменьшения размеров багажника). Взлётная масса самолёта была увеличена до 14,7 т.

К 1972 г. была разработана конструкция крыла с увеличенной вместимостью кессонов-баков. Взлётная масса самолёта повысилась с 14,7 до 16,1 т.

В 1973 г. началось производство самолётов Як-40 в варианте на 32 пассажирских места. На нём был увеличен перепад давления в герметичной кабине с 0,03 до 0,04 МПа, и поэтому высота полёта самолёта также возросла с 6000 до 8100 м.

К 1980 г. самолёт Як-40 осуществлял связь с 276 городами Советского Союза, и география полётов постоянно расширялась, однако с 1981 г. серийный выпуск Як-40 был преждевременно прекращён.

До катастрофы 9 марта 2000 года в "Шереметьево" в катастрофах было потеряно 13 машин, но ни одна из них не разбилась из-за технических неисправностей - почти все они погибли в "горячих точках". Як-40 широко использовался в Афганистане и силами ООН в Африке. Сейчас в России летает около 180 Як-40. Большинство из них переоборудованы для перевозки VIP-пассажиров. Такие самолеты обслуживают высших менеджеров "Газпрома", ЛУКОЙЛа, ЮКОСа и "АвтоВАЗа". 9 марта 2000 года при взлете в московском аэропорту "Шереметьево" разбился самолет Як-40, в котором погибли 9 человек в том числе президент холдинга "Совершенно секретно" Артем Боровик и глава компании "Группа "Альянс" Зия Бажаев.

4. Основные летно-технические и эксплуатационные характеристики самолета

Основные характеристики самолета Яковлев Як-40

Размеры
Длина (м)	20.4
Размах крыльев (м)	25.0
Высота (м)	6.5
Площадь крыла (кв.м)	70.0
Вес
Макс. взлетный вес (кг)	16 100
Макс. посадочный вес (кг)	16 100
Вес пустого (кг)	9 400
Макс. коммерческая загрузка (кг)	2 700
Макс. запас топлива (кг)	4 430
Летные данные
Макс. дальность полета (км)	1 800
Дальность полета с макс. загрузкой (км)	1 200
Макс. крейсерская скорость (км/ч)	510
Потолок (макс. высота полета) (м)	8 100
Длина разбега (м)	1 250
Длина пробега (м)	1 250
Двигатели	АИ-25, 3 x 1500 кгс
Удельный расход топлива (г/пасс.-км)	79.4
Часовой расход топлива (кг)	1 200
Пассажирский салон
Кол-во кресел (эконом)	27-36
Шаг кресел эконом класса (см)	75
Длина салона (м)	7.70
Ширина салона (м)	2.15
Высота салона (м)	1.85

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.

5. Модификации самолета

Як-40 (опытный образец)

Як-40 (серийный)

Як-40ДТС (десантно-транспортный, санитарный)

Як-40К (конвертируемый вариант)

Як-40 "Калибровщик"

Як-40П

Як-40 "Аква"

Як-40 "Лирос"

Як-40 "Метео"

Як-40 "Фобос"

Як-40 "Шторм"

Як-40 РЭО

Як-40 с двигателем М-602

Як-40-25

6. 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 № 1, 2, 8, 24, 26, 28, 33, 36, 39, 41 и 43, набора стрингеров, продольных балок и лонжеронов. (Приложение 2)

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 № 8 и 33 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 № 1 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 № 1 и 2.

Между шпангоутами № 2--9 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 № 2 до шпангоута № 33, по стенкам отсеков, по полу кабины экипажа между балками передней опоры шасси, по шпангоутам № 8 и 9 под полом, по шпангоутам № 24А и 29А под полом и по полу над крылом.

Фонарь кабины экипажа расположен в верхней части фюзеляжа между шпангоутами № 2--8. 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 № 24, 26, 28.

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 № 9А-11А находится бортовая аварийная дверь, открывающаяся в сторону пассажирского салона. Между шпангоутами № 25--26 с правого и левого бортов расположены аварийные люки, которые служат для выхода пассажиров в аварийной ситуации после посадки самолёта.

На шпангоуте № 33 смонтирована входная дверь в пассажирскую кабину. Открывание двери производится в сторону кабины.

Входной трап в убранном положении расположен между шпангоутами № 33--40 и крепится шарнирно к шпангоуту № 33 на двух узлах. В выпущенном положении трап опирается о землю катками, закреплёнными в нижней части трапа.

К шпангоуту № 33 крепится передний пояс навески боковых двигателей, задний пояс крепится к шпангоуту № 36.

Шпангоут № 39 является противопожарной перегородкой отсека среднего двигателя. К этому шпангоуту сверху крепится передний лонжерон киля. Задний лонжерон крепится к шпангоуту № 43. По шпангоуту № 41 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. (Приложение 3)

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. (Приложение 4,5)

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 № 24, 26, 28.

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, съёмники 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.(Приложение 6)

На каждом полукрыле между нервюрами № 1--8, 8--15, 15--22 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 № 22--28 и 28--34 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°(Приложение 7)

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. (Приложение 5) 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.

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.

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.

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. (Приложение 8)

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 № 4. В убранном положении опоры удерживаются замками, установленными на нервюре № 1, 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.

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.

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 (в 24-местном варианте между шпангоутами № 9--26). Компоновка пассажирской кабины, внутренняя отделка и бытовые помещения обеспечивают необходимый комфорт пассажирам во время полёта.(Приложение 9,10)

В кабине в зависимости от компоновки устанавливаются 24, 27, 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.(Приложение11)

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.



Заключение

самолет авиационный транспорт летный

Самолет Як-40, сочетающий в себе комфорт и надежность, по праву считается одним из лучших пассажирских самолетов России и используется по сей день.

Учитывая потребность рынка в самолетах данного типа, ОКБ плодотворно работает над совершенствованием летно-технических характеристик самолета Як-40 с целью повышения его конкурентности.

Самолет может использоваться в различных вариантах: в пассажирском, в грузовом, грузопассажирском.



Список используемых источников

1. "Як-40", документальный фильм. Режиссёр Б. Р. Небылицкий. ЦСДФ, 1972 год

2. Як-40 на сайте ОКБ им. А. С. Яковлева

3. Удалов К.Г., Шам О.В. Самолет Як-40. -- Москва: Транспорт, 1992. -- 72 с. -- (Самолеты Аэрофлота). -- 5000 экз. -- ISBN 5-277-01376-8.

4. Авиационная энциклопедия Уголок неба

5. В. Агеев, А. Фомин. Росавиация подвела итоги 11. журнал "Взлёт" (апрель 2007).

6. Комиссаров Сергей Як-40 -- реактивный первенец местных авиалиний. // Авиация и Время. -- 2013. -- № 4. -- С.4-27.

7. Список приложений

8. Общий вид самолета

9. Каркас фюзеляжа

10. Аэродинамическая компоновка крыла

11. Схема крыла

12. Топливный кессон

13. Законцовка и съемный носок

14. Схема оперения

15. Схема шасси

16. Компоновка пассажирского салона и кабины экипажа

17. Поперечное сечение пассажирского салона

18. Компоновочная схема фюзеляжа

Размещено на Allbest.ru