Размещено на http://www.allbest.ru/

Содержание

1. Описание понятия герметизации самолёта

2. Описание топливной системы самолёта

3. Описание масляной системы самолёта

4. Описание пневматической системы самолёта

5. Описание противопожарной системы и системы кондиционирования (системы охлаждения) самолёта

6. Противообледенительная система самолёта

7. Описание шасси самолёта

1. Описание понятия герметизации самолёта

Воздушное судно при выполнении полетов выше высот 4200 метров обязано быть полностью герметизированным.

Герметизация - это режим в кабине ВС, при котором в кабине поддерживается давление, превышающее атмосферное давление. Это необходимо для компенсации понижения давления с подъемом на высоту и позволяет обеспечить нормальное дыхание членов экипажа и пассажиров. Осуществляется автоматически из кабины экипажа.

Разгерметизация - потеря герметичности корпуса или какой-либо системы летательного аппарата. Разгерметизация может быть штатной (при проведении технических работ) и аварийной -- непредвиденно вследствие технического дефекта, внутреннего или внешнего воздействия. Аварийная разгерметизация может быть очень опасна, так как при этом в значительной мере нарушается функция системы. В частности, аварийная разгерметизация кабины самолёта может привести к гибели экипажа и пассажиров.

Причины аварийной разгерметизации.

Аварийную разгерметизацию могут вызвать как внутренние, так и внешние факторы. К внутренним факторам можно отнести:

производственные дефекты, при которых герметичные детали не могут выдерживать эксплуатационных нагрузок;

«человеческий фактор» -- некие действия экипажа и пассажиров, умышленно или случайно нарушивших герметичность системы. Сюда же следует отнести и стрельбу в салоне самолёта.

К внешним факторам можно отнести:

нештатная ситуация, при которой нагрузки на систему оказываются выше расчётных. Например -- превышение пилотом допустимого для летательного аппарата уровня перегрузок.

Столкновение с птицей или другим объектом в полете.

Разгерметизация бывает: взрывная, быстрая, медленная.

Взрывная - падение давления в кабине ВС происходит менее чем за 1 сек. Например при появлении большого отверстия в фюзеляже.

Быстрая- падение давления происходит от 1 до 5 сек.

Медленная - может быть вызвана незначительной утечкой воздуха, например, через уплотнения дверей и иллюминаторов.

Признаки медленной разгерметизации:

- дискомфорт в ушах;

- одышка;

- учащенное сердцебиение;

- головная боль;

- головокружение.

Ощущение постепенного увеличения высоты полета, в итоге выпадут кислородные маски.

Справка:14 августа 2005 года в самолёте Боинг -737 кипрской авиакомпании произошла постепенная разгерметизация салона. Вследствие потери кислорода люди находились в разреженной атмосфере, когда человек может дышать, но не получает достаточно кислорода, чтобы находиться в сознании. Такое состояние пилотов привело к тому, что самолет стал неуправляемым.

В результате столкновения самолёта с горой к северу от Афин погибли все 115 пассажиров, а также 6 членов экипажа, находившихся на борту.

Факторы, влияющие на качество внутреннего воздуха в самолетах

Факторы, влияющие на качество внутреннего воздуха в самолетах, могут быть разбиты на пять категорий:

давление;

содержание кислорода;

температура;

влажность;

концентрация загрязняющих веществ в воздухе.

Внезапное изменение уровня одного или нескольких из этих факторов или взаимодействие между ними могут вызвать ухудшение качества внутреннего воздуха и, следовательно, могут оказывать отрицательное воздействие на здоровье пассажиров и экипажа.

2. Описание топливной системы самолёта

самолет двигатель шасси разгерметизация

Общие сведения. Топливная система предназначена для размещения на самолёте необходимого количества топлива и подачи его к двигателям на всех режимах полёта. В качестве топлива на современных самолетах применяется авиационный керосин марок Т-1, ТС-1, РТ и др. Топливная система условно делится на топливную систему самолета и топливную систему двигателя. Топливная система самолета включает в себя топливные баки, систему дренажа топливных баков, систему централизованной заправки, системы подачи и перекачки топлива, систему централизованного слива отстоя топлива, систему сигнализации водного отстоя, органы управления и контроля топливной системы, топливомер, расходомер и др. На пассажирских и грузовых самолётах топливо размещают в крыле, освобождая фюзеляж для полезной нагрузки. По размещению различают фюзеляжные, центропланные и консольные топливные баки, по характеру применения - расходные, предрасходные, балансировочные, дренажные. Расходными называются баки, из которых топливо подаётся к двигателям; предрасходными - баки, из которых топливо подается в расходные баки; балансировочными - баки, из которых топливо перекачивается в другие топливные баки для обеспечения необходимой центровки самолёта. Конструктивно топливные баки представляют собой герметичные отсеки, так называемые баки-кессоны. От порядка выработки топлива из баков, обеспечиваемого автоматом расхода, зависит центровка самолёта. С целью обеспечения необходимой устойчивости по крену самолёта топливо из правых и левых баков вырабатывается равномерно с помощью автомата выравнивания или вручную. На некоторых самолётах для уменьшения посадочного веса предусмотрена система аварийного слива топлива в полёте.

Системы подачи и перекачки топлива. Систему выработки топлива условно можно разбить на систему перекачки топлива и систему подачи его к двигателям. Схема подачи топлива к двигателям определяется количеством топливных баков, двигателей и их компоновкой на самолёте. На многодвигательных самолётах применяются общие (централизованные), раздельные и автономные системы подачи топлива (рис. 9.1). В общей системе топливо подается через расходный бак ко всем двигателям, в раздельной - к каждому двигателю от определённой группы баков, автономные системы обеспечивают питание каждого двигателя из своего бака. Наиболее безопасной является автономная система подачи топлива, исключающая одновременный отказ всех двигателей. Подача топлива к двигателям осуществляется из расходного (расходных) отсека с помощью насосов подкачки.

В расходном баке размещаются, как правило, два насоса подкачки, которыми топливо подаётся к двигателям. Подача топлива к насосам высокого давления двигателей для обеспечения их бескавитационной работы производится при двухступенчатом повышении давления. Вначале давление повышается баковыми насосами подкачки, а затем двигательным насосом. В магистралях подачи топлива в двигатели устанавливаются обратные клапаны, краны кольцевания, пожарные краны, датчики расходомёров, топливомасляные теплообменники и фильтры, топливные аккумуляторы, обеспечивающие питание двигателей топливом на режимах полёта с околонулевыми и отрицательными вертикальными перегрузками. Наличие линии кольцевания с кранами кольцевания обеспечивает подачу топлива в любой двигатель при отказах в подкачивающей магистрали любого расходного бака, а также служит для выравнивания количества топлива в симметричных баках. Подача топлива в двигатели контролируется сигнализаторами давления, датчики которых устанавливаются за каждым баковым насосом подкачки.

A.

Б.

В.

Классификация систем подачи топлива к двигателям: а - общая; б - раздельная; в - автономная; РО - расходный отсек; ПК - перекрывной кран; КК - кран кольцевания

Сигнализация осуществляется обычно на мнемосхеме топливной системы в кабине экипажа. Системы перекачки топлива выполняют различные функции и могут быть подразделены на:

основную (обеспечивает подачу топлива из баков в расходные отсеки в определённой очередности);

вспомогательную (обеспечивает откачку топлива из дренажных отсеков, выработку остатков топлива из баков и т.д.);

балансировочную (обеспечивает необходимую центровку самолёта).

Для повышения надёжности работы в баках устанавливают по два электрических центробежных насоса. В системах перекачки топлива дополнительно используются струйные насосы. Например, на самолете Як-42 топливо размещено в трех кессонах - двух крыльевых и одном центропланном (среднем). Каждый из трех двигателей Д-36 и ВСУ питается топливом из соответствующего топливного кессона.

Топливо к двигателям подается под давлением подкачивающими насосами, установленными в кессонах. К каждому боковому двигателю Д-36 топливо из кессонов подается двумя подкачивающими насосами, включенными в магистраль питания параллельно. Средний двигатель питается топливом от двух подкачивающих насосов, установленных в среднем кессоне. К магистральным трубопроводам питания двигателей подсоединены обратные самотечные клапаны, предназначенные для подачи топлива к двигателям самотеком в случае отказа подкачивающих насосов. Кроме того, для обеспечения питания двигателей топливом под давлением при отказе отдельных подкачивающих насосов магистральные трубопроводы питания боковых двигателей соединены с магистралью питания среднего двигателя через два крана кольцевания трубопроводом кольцевания. В магистрали питания двигателей включены топливные аккумуляторы и пожарные краны. Питание топливом вспомогательной силовой установки осуществляется из центропланного кессона пусковым насосом. При работе подкачивающих насосов расходный отсек всегда (кроме случая отрицательной перегрузки) заполнен топливом. Топливо в расходный отсек боковых кессонов подается двумя струйными насосами, в расходный отсек среднего кессона - четырьмя струйными насосами, использующими для своей работы активное топливо, отбираемое от подкачивающих насосов. В стенках расходного отсека установлены три обратных клапана, обеспечивающие приток топлива в расходный отсек в случае питания двигателя на самотеке. Система дренажа - открытого типа, с отбором воздуха для подачи в топливные кессоны непосредственно из атмосферы. Каждый боковой кессон имеет свою систему дренажа. Для дренажирования среднего кессона в верхнюю его часть из дренажных отсеков боковых кессонов выведены два дренажных трубопровода. Если разница топлива в симметричных баках превысит допустимую величину, его количество выравнивается следующим образом:

открываются краны кольцевания симметричных двигателей;

отключаются подкачивающие насосы двигателя с меньшим остатком топлива и вырабатывается топливо из баков двигателя с большим остатком до выравнивания его количества;

включаются ранее выключенные подкачивающие насосы;

закрываются краны кольцевания.

При отказе двух насосов в одном баке двигатели питаются самотеком. Полет выполняется с минимальными эволюциями на высоте, обеспечивающей устойчивую работу двигателя, до ближайшего аэродрома. Органы управления агрегатами топливной системы размещены на верхнем пульте кабины экипажа и пульте управления ВСУ. Суммарное количество топлива определяется по показаниям трехразрядного барабанчикового счетчика, а количество топлива в каждом кессоне - по показаниям трех столбиков индикатора, которые устанавливаются против деления шкалы, соответствующего количеству топлива в кессоне. Работа измерительной части топливомера основана на измерении электрической емкости датчиков, изменяющейся с изменением уровня топлива в баках. Электроёмкостные датчики выполняются в виде конденсатора из коаксильно расположенных труб. Работа автоматической части управления расходом и заправкой основана на свойстве катушки индуктивности датчика-сигнализатора изменять индуктивное сопротивление от перемещения в ней стального сердечника при изменении уровня топлива. Измерение количества топлива в баке при помощи поплавково-рычажных топливомеров основано на принципе преобразования с помощью реостата перемещения поплавка в электрический сигнал. Для измерения мгновенного расхода топлива каждым двигателем и остатка топлива в баках для каждого двигателя предназначен расходомер. Крыльчато-тахометрический расходомер представляет собой преобразователь, генерирующий электрический сигнал, пропорциональный расходу протекающего топлива. Перед полетом экипаж обязан:

принять доклад от авиатехника о количестве и сорте заправленного топлива;

убедиться, что слит отстой топлива и в нем отсутствуют механические примеси и вода, а в зимнее время - кристаллы льда.

Произвести внешний осмотр самолета, при этом проверить, нет ли течи топлива, проверить заправку самолета топливом. После посадки в кабину необходимо включить и проверить исправность топливомера, суммарное количество топлива в баках. Контроль за расходом топлива в полете осуществлять по топливомеру. Загорание светосигнализатора с красным светофильтром на светосигнальном табло «ОСТАТ. ТОПЛ.» указывает пилоту на то, что в баках осталось топлива на 30 мин полета.

3. Описание масляной системы самолёта

Масляная система служит для хранения запаса масла, необходимого для работы основных двигателей и двигателя ВСУ, подачи масла в двигатели с целью их смазки и охлаждения, откачки и охлаждения масла.

На самолете для каждого двигателя имеется самостоятельная масляная система. Все масляные системы основных двигателей выполнены одинаково. Система смазки двигателя ВСУ целиком смонтирована на двигателе.

Агрегаты масляной системы основных двигателей описаны в книге «Двигатель НК-8-2». Ниже будет рассмотрена система заправки и контроля масла в баках.

Для смазки двигателей применяются минеральное масло МК-8 или МК-8П и синтетическое масло ВНИИНП50-1-4Ф.

Смешивание минерального и синтетического масел не допускается. Рабочее давление в линии нагнетания масляной системы -- 4-0,5 кгс/ см2. Емкость масляной системы каждого основного двигателя -- 55 л. Емкость масляного бака -- 39 л.

Система централизованной заправки маслом под давлением обеспечивает одновременно заправку маслом баков основных двигателей и бака двигателя ВСУ. Система заправки состоит из заправочного штуцера 3 и трубопроводов (рис. 1.51).

Заправка производится от маслозаправщика под давлением до 6 кгс/см2. На пистолет маслозаправщика устанавливается наконечник, с помощью которого открывается клапан заправочного штуцера.

От заправочного штуцера масло по трубопроводам поступает в четыре бака через заправочные клапаны поплавкового типа, смонтированные в них. При достижении в баке основного двигателя уровня, соответствующего 28 кг масла, а в баке двигателя ВСУ уровня, соответствующего 8--9 кг, заправочный клапан автоматически закрывается и заполнение баков маслом прекращается. При отказе заправочного клапана масло будет выливаться из бака через штуцер и трубопровод суфлирования за борт.

Система заправки маслом:

1, 15 -- масляные баки; 2 -- горловина; 3 -- заправочный штуцер; 4 -- фильтр; 5,7 -- кольцо; 6 -- корпус; 8 -- упор; 9, 13 -- пружины; 10 -- клапан; 11 -- заглушка; 12--клапан заглушки; 14 -- тройник

Заправка маслом производится до тех пор, пока стрелки указателей масломеров не встанут на границу зеленого и желтого участков шкалы и не погаснет сигнальная лампа бака двигателя ВСУ 3 (рис. 1.52).

Заправочный штуцер (см. рис. 1.51) имеет тройник 14, от которого идут трубопроводы к бакам.

Клапан 10 пружиной 9 поджимается к краям внутренней поверхности корпуса 6 и препятствует вытеканию масла из трубопроводов масляной системы.

Герметизация заправочного штуцера при его закрытии заглушкой 11 обеспечивается клапаном 12 с резиновой прокладкой. Клапан поджимается к корпусу штуцера заправки пружиной 13.

Корпус на наружной поверхности имеет три паза со специальными законцовками для закрепления на нем заглушки.

Эти же пазы служат для закрепления специального наконечника раздаточного пистолета маслозаправщика. Наконечник имеет шток, который отжимает клапан 10 при его подсоединении. При снятии наконечника со штуцера клапан закрывается.

Заправочный штуцер расположен снизу фюзеляжа у шп. 68.

Трубопроводы системы заправки маслом соединяют заправочный штуцер с маслобаками основных двигателей и маслобаком двигателя ВСУ.

Соединение трубопроводов между собой осуществляется с помощью переходников (соединение по наружному конусу) и металлических муфт с резино-металлическвми уплотнениями.

Трубопроводы окрашены в коричневый цвет.

Система измерения масла СИМ1-1Т предназначена для измерения запаса масла в маслобаке каждого основного двигателя.

Вкомплект системы СИМ1-1Т входят указатель со встроенным блоком измерения и датчик. На самолете установлено три комплекта СИМ1-1 Т.

Принцип действия системы основан на измерении электрической емкости датчикаконденсатора, меняющейся при изменении уровня масла в баке. Датчик по конструкции и работе аналогичен датчику топливомера и устанавливается в масляном баке.

Система измерения выдает сигналы на табло «Мало масла» и «Избыток масла», расположенные на панели приборов контроля двигателей пульта бортинженера. Табло «Мало масла» загорается при наличии в баке 9 кг масла. Табло «Избыток масла» загорается при 33 кг масла в баке. Красная лампа на панели указателей и табло «Уровень масла», расположенное на панели запуска ВСУ загораются при наличии в баке ВСУ масла менее 2,5 кг.

Контроль на земле за количеством масла в маслобаках основных двигателей осуществляется по указателям маслом ров, а в маслобаке ВСУ -- по сигнальной лампе.

Указатели с встроенными блоками измерения установлены на панели, закрепленной внизу фюзеляжа у шп. № 68. Панель закрывается лючком.

Особенности технического обслуживания. Основными работами по техническому обслуживанию масляной системы являются проверка состояния агрегатов и трубопроводов систем, замена масла, слив его и заправка масляной системы.

При техническом обслуживании необходимо осуществлять внешний осмотр трубопроводов, баков и агрегатов масляных систем, визуальную проверку их герметичности. Следить, нет ли подтеков масла. Убедиться в отсутствии повреждения, потертостей трубопроводов. Не допускать контакта между трубопроводами и элементами каркаса самолета. Проверить крепление трубопроводов, целостность перемычек металлизации и их крепления.

Проверить нет ли закупорки отверстий дренажных выводов масляной системы.

Вслучае замены синтетического масла ВНИИНП50-1-4Ф на минеральное масло МК-8 или МК-8П или наоборот необходимо провести промывку масляной системы.

Система измерения масла СИМ 1-1Т

1 -- панель; 2 -- указатель УМИС1-1АТ; 3 -- сигнальная лампа бака двигателя ВСУ; 4 -- красный цвет; 5 -- зеленый цвет; 6 -- желтый цвет.

Слив масла из масляной системы необходим при консервации масляной и топливной систем, а также в случае, если масло не соответствует нормам, при замене агрегатов масляной системы и при замене сорта масла. Слив масла производится с помощью шланга через сливной кран на коробке самолетных агрегатов двигателя.

При этом электропитание двигателя должно быть отключено.

4. Описание пневматической системы самолёта

Пневмосистема используется в быстродействующих сервоприводах малой мощности, таких как: запуск двигателя, перекладка створок реверса двигателя, уборка и выпуск шасси, управление посадочным щитком, торможение колёс, флюгирование винтов.

Положительные свойства пневмосистемы:

* быстродействие потребителя;

* незначительное повышение давления с ростом температуры;

* отсутствие гидроударов вследствие большой сжимаемости газов;

* возможность применения трубопроводов меньшего диаметра;

* безопасность в пожарном отношении.

Недостатки пневмосистемы:

* ударный характер срабатывания потребителя (плавное управление невозможно);

* сложность обеспечения уплотнений и фиксации исполнительного механизма в промежуточном положении;

* необходимость смазки трущихся частей;

* возможность замерзания конденсата и отказа системы.

Принцип действия пневмосистемы основан на использовании энергии сжатого газа, который одновременно является и рабочим телом. Принципиально пневмосистема не отличается от гидросистемы. В ней также имеются источники энергии и потребители, предохранительные и контрольные устройства.

Основным источником энергии являются воздушные баллоны. Однако большие расходы газа потребителями и непроизвольные утечки приводят к необходимости устанавливать воздушные компрессоры. Автомат давления обеспечивает периодическую подзарядку баллонов. На холостом режиме воздух от компрессора сбрасывается в атмосферу. В тех случаях, когда пневмосистему используют только в качестве аварийной, расход газа незначителен, и компрессоры не ставят.

Воздушная система

Общие сведения

Рассмотрим воздушную систему на примере воздушной системы самолета

Як-52.

Воздушная система самолёта обеспечивает запуск двигателя, уборку и выпуск шасси, управление посадочным щитком, а также управление тормозами колес шасси.

Воздушная система состоит из двух автономных систем: основной и аварийной, связанных общей магистралью зарядки.

Питание сжатым воздухом каждой системы осуществляется от индивидуальных бортовых баллонов:

- основной системы - от одиннадцатилитрового шарового баллона ЛМ375Я-П-50;

- аварийной системы - от трехлитрового - шарового баллона ЛМ375Я-3-50.

Зарядка баллонов производится через общий зарядный штуцер 3509С59 от аэродромного баллона сухим (с точкой росы не выше - 50°С) сжатым воздухом. Рабочее давление воздуха в обеих системах 50 кг/см2. В полете баллон основной системы подзаряжается от компрессора АК-50А, установленного на двигателе.

Зарядный штуцер расположен на левом борту фюзеляжа между шпангоутами 10 и 11.

Давление в основной и аварийной системах контролируется по показаниям двухстрелочных манометров 2М-80, установленных на левых панелях приборных досок в обеих кабинах.

Баллоны основной и аварийной системы установлены на правом борту фюзеляжа между шпангоутами 10 и 11.

Магистрали зарядки и подзарядки состоят из зарядного штуцера, компрессора, фильтра 31ВФЗА, фильтра - отстойника ФТ, обратных клапанов 636100М, предохранительного клапана.

Предохранительный клапан предохраняет воздушную систему от перегрузки, стравливая воздух через отверстия в своем корпус в атмосферу при давлении в системе более 70~10 кг/см2, на которое оттарирована его пружина.

Проводка воздушной системы состоит из жестких трубопроводов, рукавов оплеточной конструкции и соединительной арматуры.

АГРЕГАТЫ ВОЗДУШНОЙ СИСТЕМЫ

1. Компрессор АК-50Т

2. Электропневмоклапан ЭК-48

3. Подъёмник главной ноги шасси

4. Аварийный клапан

5. Тормозное колесо К141/Т141

6. Фильтр-отстойник ФТ

7. Вентильный кран 992АТ-3 аварийного выпуска шасси в первой кабине.

8. Цилиндр замка убранного положения главной ноги шасси.

9. Стравливающий клапан 562300.

10. Цилиндр замка убранного положения передней ноги шасси.

11. Баллон аварийной системы.

12. Вентильный кран 992АТ-3 аварийного выпуска шасси во второй кабине.

13. Кран 625300М уборки-выпуска шасси в первой кабине.

14. Командный кран уборки-выпуска шасси во второй кабине.

15. Подъёмник передней ноги шасси.

16. Предохранительный клапан.

17. Воздушный фильтр 31ФЗА

18. Обратный клапан 636100М.

19. Сдвоенный манометр сжатого воздуха 2М-80 в первой кабине.

20. Сдвоенный манометр сжатого воздуха 2М-80 во второй кабине.

21. Редукционный клапан У139 (ПУ-7).

22. Электромагнитный клапан УП53/1М.

23. Дифференциал У135 (ПУ-8).

24. Зарядный штуцер 3509С50.

25. Баллон основной системы.

26. Цилиндр выпуска-уборки посадочных щитков.

27. Кран 625300М выпуска уборки посадочного щитка в первой кабине.

28. Кран сети 992АТ-3 (вентельный).

29. Кран 625300М выпуска-уборки посадочного щитка во второй кабине.

Командный кран шасси 525502-10

1 - корпус ; 2 - штифт ; 3 - крышка ; 4 - кольцо ; 5 - золотник ; 6 - пружина 7 - седло ; 8 - шарик; 9 - сектор ; 10 - ручка ; 11 - гайка ; 12 - проходник; 13 - угольник ; 14 - винт; 15 - шайба ; 16 - ось.

Основная система. Основная воздушная система состоит из основного баллона ЛМ375Я-11-50, магистралей зарядки и подзарядки системы, крана сети 992АТЗ, установленного на левом пульте в первой кабине, крана шасси 625300М, командного крана шасси 525502-10, кранов щитка 625300М, электропневмоклапана ЭК-48, редукционного клапана У139 (ПУ-7), клапана растормаживания УП53/1М, дифференциала У135 (ПУ-8) и цилиндра щитка 525701-10 с двумя аварийными клапанами 524704-30.

При нажатии кнопки запуска двигателя, установленной на левой панели приборной доски в первой и второй кабинах, срабатывает электропневмоклапан ЭК-48, установленный на шпангоуте 0, и воздух подается в распределитель воздуха для запуска двигателя.

При выпуске или уборке шасси сжатый воздух через краны шасси, установленные на приборных досках в обеих кабинах, поступает в цилиндры замков и подъемники шасси. Оба крана соединены между собой трубопроводами. Кран шасси второй кабины является командным краном.

При установке ручки командного крана в нейтральное положение можно выпускать и убирать шасси из первой кабины.

При ошибке в управлении шасси из первой кабины летчик во второй кабине, исправляя ошибку, устанавливает ручку командного крана в нужное положение, при этом одновременно отключается от системы сжатого воздуха кран шасси первой кабины. После этого шасси может быть убрано или выпущено только из второй кабины.

При выпуске или уборке щитка сжатый воздух через краны 625300М поступает в цилиндр. Давление от кранов 1 и 2 кабины подводится к двум полостям цилиндра щитка через аварийные клапаны.

При торможении колес сжатый воздух через клапан У139 (ПУ-7), где давление воздуха редуцируется с 50 кг/см2 до 8+1 кг/см2 через клапан растормаживания УП53/1М, который соединен с ручкой управления второй кабины, поступает в дифференциал У135 (ПУ-8), откуда распределяется в тормоза правого и левого колес главных ног шасси.

Редукционный клапан управляется от рычагов, установленных на ручках управления самолетом в обеих кабинах. Клапан У139 (ПУ-7) установлен на стенке шпангоута 7 под полом второй кабины.

Дифференциал У135 (ПУ-8), управляемый педалями ножного управления, обеспечивает раздельное торможение колес. Дифференциал крепится к стенке шпангоута 5 клапан растормаживания УП 53/IM - к стенке шпангоута 6.

Аварийная система.

Воздухом из баллона аварийной системы пользуются в случае отказа основной системы.

Аварийная система состоит из аварийного баллона ЛМ375-3-50, магистрали зарядки и подзарядки системы, двух кранов аварийного выпуска шасси, установленных на правых пультах обеих кабин, стравливающего клапана 562300 и аварийных клапанов 524704-30.

При выпуске шасси сжатый воздух из баллона аварийной системы попадает в цилиндры замков и через аварийные клапаны в подъемники шасси. Одновременно сжатый воздух подходит к редукционному клапану, обеспечивая торможение колес шасси от аварийной системы.

Стравливающий клапан 562300 устраняет явление противодавления в подъемниках шасси во время их работы от основной системы при негерметичности закрытых аварийных кранов 992АТЗ.

При открытии крана аварийного выпуска (при давлении более 5 кг/см2) стравливающий клапан закрывает выход в атмосферу.

Стравливающий клапан расположен в фюзеляже самолёта и крепится с помощью хомута к стенке шпангоута 4.



Принципиальная схема воздушной системы:

1 - фильтр-отстойник ФТ; 2 - обратные клапаны; 3 - редукционный клапан; 4 - зарядный штуцер; 5 - баллон аварийной системы; 6 - баллон основной системы; 7 - фильтр 31ВФЗА; 8 - трехходовой кран 625300М; 9 - электропневмоклапан ЭК-48; 10 - командный кран шасси; 11, 12 - манометры 2М-80; 13 - кран 992АТ (зарядка сети); 14, 15 - краны 992АТ-3 аварийного выпуска шасси; 16 - стравливающий клапан 562300; 17 - подъемник; 18 - аварийные клапаны; 19 - цилиндр открытия замка передней опоры шасси; 20 - подъемник основных опор шасси; 21 - цилиндры открытия замков; 22 - редукционный клапан ПУ-7 (У139); 23 - клапан УП53/1М; 24 - дифференциал ПУ-8 (У135); 25 - тормозные колеса основных опор шасси; 26, 27 - трехходовые краны 625300М; 28 - цилиндр уборки и выпуска посадочных щитков.

5. Описание противопожарной системы и системы кондиционирования (системы охлаждения) самолёта

Система кондиционирования воздуха. Система кондиционирования самолета предназначена для обогрева (охлаждения) и вентиляции кабины экипажа и пассажирского салона, а также для подачи в гермокабину необходимого количества воздуха. Воздух для системы кондиционирования отбирается от компрессоров двигателей, от вспомогательной силовой установки или от наземного кондиционера. Система кондиционирования воздуха самолета Як-42 состоит из:

системы отбора и подготовки воздуха;

регулятора расхода воздуха;

узла охлаждения воздуха;

системы подачи воздуха.

Блок-схема системы кондиционирования воздуха самолета Як-42: 1 - узел распределения воздуха; 2 - указатель расхода воздуха; 3 - узел охлаждения и регулирования температуры воздуха; 4 - заслонка 1919Т регулирования температуры воздуха в кабине экипажа; 5 - узел регулирования расхода воздуха; 6 - узел отбора воздуха от двигателя Д-36; 7 - кран кольцевания; 8 - дублирующий заборный кран 3213 регулирования температуры воздуха в кабине экипажа; 9 - штуцер наземного кондиционирования

СКВ подает свежий воздух в соответствующие зоны гермокабины и автоматически поддерживает в них температуру, заданную на пульте управления. Отбор воздуха от каждого из двигателей осуществляется за IV или за VII ступенью КВД в зависимости от режима работы двигателя.

Схема отбора и регулирования расхода воздуха одной подсистемы: 1 - командный прибор 5378Т; 2 - электрокоммутатор 5599Т; 3 - датчик скорости 5384ЕТ; 4 - дроссельная заслонка 1293ДТ; 5 - компенсатор; 6, 11 - обратный клапан; 7 - регулятор избыточного давления 5589Т-49; 8 - заслонка 3184; 9, 13 - электроклапан переключения 4073Т; 10 - сигнализатор МСТ-11А; 12 - сигнализатор критического давления; 14 - датчик расхода.

На малых режимах работы двигателя отбор осуществляется за VII ступенью компрессора высокого давления. На высоких режимах работы двигателя отбор воздуха происходит за IV ступенью КВД. Узел охлаждения и регулирования температуры воздуха состоит из воздухо-воздушного радиатора, турбохолодильника и автомата температуры (рис. 10.4). Из узла регулирования расхода воздух попадает в блок воздухо-воздушных радиаторов (ВВР). Воздухо-воздушный радиатор продувается забортным воздухом, поступающим в радиатор через заборник, установленный на наружной обшивке самолета в хвостовой части фюзеляжа. Дальнейшее охлаждение воздуха происходит в турбохолодильнике (рис. 10.5). Принцип работы турбохолодильника заключается в преобразовании потенциальной энергии сжатого воздуха в кинетическую энергию струи, которая с большой скоростью поступает на лопатки турбины.

Схема узла охлаждения и регулирования температуры и узла распределения воздуха: 1 - кран обдува ног; 2 - коллектора подачи воздуха в кабину экипажа; 3 - магистрали индивидуальной вентиляции; 4 - обратный клапан; 5 - трубка Вентури; 6 - заслонка; 7, 9 - приемник температуры; 8 - термореле; 10, 12 - регулятор подачи воздуха; 11 - усилительно-преобразовательное устройство;13 - блок воздуховоздушных радиаторов; 14 - заслонка; 15 - турбохолодильник; 16 - глушитель шума; 17, 18 - датчик температуры; 19 - указатель температуры в кабине экипажа; 20 - приемник температуры; 21 - задатчик температуры

Это сопровождается понижением температуры в результате соответствующего профилирования межлопаточных каналов турбины. В магистрали за турбохолодильником температура воздуха регулируется агрегатами системы автоматического регулирования температуры.

Горячий воздух, отбираемый перед ВВР, проходит по обводной линии через регулятор подачи воздуха, смешивается с частично охлажденным воздухом, отбираемым за блоком ВВР и проходящим через другой регулятор подачи, и с холодным воздухом за турбохолодильником и поступает в узел распределения воздуха.Комплект автоматического регулятора температуры обеспечивает поддержание в соответствующей зоне салона температуры.

Регулирование температуры воздуха в кабинах самолета А-320

6. Противообледенительная система самолёта

Противообледенительная система предназначена для защиты самолёта от обледенения. Обледенение уменьшает подъёмную силу самолёта и увеличивает его лобовое сопротивление, мешает работе органов управления, ухудшает видимость пилотам, увеличивает вибрацию и нагрузку отдельных элементов планера, отрицательно влияет на работу двигателей. Поэтому эффективная защита от обледенения является одной из важных задач, и в настоящее время противообледенительные устройства на самолёте являются обязательными. Существуют два основных метода борьбы с обледенением - пассивный и активный. Пассивный метод предусматривает вывод самолёта из зоны обледенения. Вполне очевидно, что пассивный метод не может удовлетворить требованиям безопасности и регулярности полётов. Активные методы борьбы с обледенением по характеру воздействия можно разделить на воздушно-тепловые, электротермические и механические. Как правило, обледенению подвергается только носовая часть обтекаемой поверхности. Многочисленные измерения показали, что длина обледеневшего участка крыла и оперения обычно составляет 5-10 % длины хорды, поэтому от обледенения достаточно защищать их переднюю часть. Обычно выполняется защита от обледенения лобовых частей крыла, стабилизатора, киля, воздухозаборников двигателей, воздушных винтов, остекления, приёмников воздушных давлений и др. (рис. 11.1).

Термические методы могут применяться как для предупреждения, так и для устранения обледенения. Работа противообледенительных устройств основана на нагреве защищаемой поверхности до температуры, исключающей возможность её обледенения. В зависимости от способа защиты поверхностей различают электротермические и воздушно-тепловые противообледенительные системы. Электротермический способ защиты от обледенения позволяет подавать тепло к защищаемой поверхности с перерывами. При этом методе допускается образование небольшого количества льда на поверхности, после чего к этой поверхности подается тепло, лед подтаивает и сдувается воздушным потоком. После удаления льда обогрев прекращается, температура понижается, и лед образуется вновь. Этот процесс повторяется через определённый промежуток времени. Защищаемые от обледенения поверхности обычно разбивают на отдельные секции, имеющие симметричное расположение на левой и правой частях крыла и оперения. На крыле и оперении, кроме периодически включаемых секций, могут быть непрерывно обогреваемые в условиях обледенения участки, такие, как места стыка секций и передние кромки, с которых лед не может быть сброшен аэродинамическими силами. При циклическом обогреве расход энергии в несколько раз меньше, чем при обогреве непрерывном. Противообледенительный носок крыла и оперения представляет собой многослойную конструкцию, состоящую из внешней и внутренней обшивки, между которыми размещены два слоя электроизоляции и нагревательный элемент (рис. 11.2).

Силикатные элетрообогреваемые лобовые стекла фонаря кабины экипажа состоят из наружного и внутреннего стекол, между которыми помещается либо токопроводящий прозрачный слой, либо большое количество константановых проволок диаметром 0,03 мм, натянутых параллельными рядами. Там же помещают датчики температуры, обеспечивающие автоматическое регулирование температуры в пределах 30-40 °С. Источником тепла воздушно-тепловой системы является воздух, отбираемый от компрессоров двигателей (рис. 11.3, 11.4). К достоинствам такой системы относятся простота конструкции и использование чистого воздуха, исключающего коррозию трубопроводов и элементов конструкции самолёта.



Электроиндукционная (механическая) противообледенительная система обеспечивает удаление льда с помощью упругих колебаний обшивки. Колебания возбуждаются индуктором под действием периодических электрических импульсов. Эта система эффективна, экономична, проста и легка, исключает образование барьерного льда (не подплавляет его, а сбрасывает сухим).

Схема электроимпульсной ПОС крыла и оперения: 1 - предкрылок; 2 - индукторы; 3 - стабилизатор (киль); 4 - блок конденсаторов Противообледенительные системы могут включаться либо вручную, либо автоматически от сигнализатора обледенения.

Система подачи противообледенительной жидкости

Система предназначена для подачи противообледенительной жидкости в топливо с целью растворения кристаллов льда, образующихся при отрицательных температурах из содержащейся в топливе воды и скапливающихся на фильтрующих элементах топливных фильтров низкого давления двигателей.

Система состоит из бака 8, фильтра 14, штуцера заправки жидкости 15, клапана стравливания воздуха 9, пяти электромагнитных кранов 610200А 5, 6, 23, насоса ЭЦН-19А 7, трех трубок Вентури 25 и трубопроводов.

Бак противообледенительной жидкости состоит из двух сферических обечаек, соединенных болтами. Между фланцами обечаек зажата диафрагма 12, которая разделяет бак на две полости -- А и Б. В полость А заливается противообледенительная жидкость в количестве 23--25 л. Снизу бака расположен штуцер подачи жидкости в трубопроводы питания топливом двигателей и топливный насос 13. Сверху бака размещены заливная горловина 9, штуцер 7 трубопровода мерного стекла и дренажный клапан 8 Дренажный клапан 8 закрывается с помощью поплавка 18 при полном заполнении бака жидкостью. На баке закреплено мерное стекло 6.

На мерном стекле нанесены две поперечных риски. Одна риска соответствует полностью заправленному жидкостью баку, другая -- заполнению его наполовину. Бак расположен между.

Элементы управления и контроля системы расположены на щитке наземной проверки 19 и электрощитке бортинженера.

Монтаж агрегатов системы подачи противообледенительной жидкости:

1 -- трубка Вентури; 2 -- щиток; 3 -- трубопровод; 4 -- люк; 5,8 -- клапаны; 6 -- мерное стекло; 7, 15 -- штуцеры;9 -- заливная горловина; 10 -- бак; 11 -- диафрагма; 12-- фильтр; 13 -- насос ЭЦН-19А;14, 16, 17 -- краны; 18 -- поплавок; 19 -- щиток наземной проверки системы

Фильтр противообледенительной жидкости служит для очистки противообледенительной жидкости от механических частиц.

Фильтрующий элемент 2 зажат между фланцами верхнего 1 и нижнего 5 корпусов. Он состоит из фильтрующей и каркасной сеток. Под сеткой установлен рифленый, с отверстиями, диск 3 для поддержания фильтрующего элемента.

Штуцер заправки служит для заправки бака противообледенительной жидкости и слива ее. На наружной части корпуса 7 имеются пазы для закрепления на нем наконечника шланга заправочного устройства. Клапан 11 отжимается штоком наконечника шланга при его подсоединении. При отсоединении наконечника клапан закрывается под действием пружины 12, предотвращая вытекание жидкости. Штуцер заправки размещен. Он закреплен на фланце, установленном на обшивке фюзеляжа и соединен трубопроводом с баком.

Клапан стравливания воздуха предназначен для стравливания воздуха из топливной полости бака противообледенительной жидкости. Гнездо 18 имеет штуцер для

подсоединения трубопровода. Для стравливания воздуха к штуцеру подсоединяется приспособление И666000. С помощью этого приспособления отжимается шарик 16 клапана и воздух стравливается из бака.

Клапан установлен у люка обслуживания противообледенительной системы между.

Агрегаты системы подачи противообледенительной жидкости: а--фильтр противообледенительной жидкости; б -- штуцер заправки; в -- клапан стравливания воздуха; г -- насос ЭЦН-19А;

1, 5, 7, 15, 22 -- корпус; 2 -- фильтрующий элемент; 3 -- диск; 4 -- прокладка; 6 -- пластина крепления; 8, 14 -- заглушки; 9 -- винт; 10 -- крышка; 11--клапан; 12, 17--пружины; 13-- переходник; 16--шарик; 18--гнездо; 19--фланец; 20 -- крыльчатка; 21-- уплотнения; 23 -- вал; 24 -- электродвигатель; 25 -- дренажный штуцер

Электромагнитные краны 610200А имеют следующие назначения: три крана 14 (см. рис. 1.46) служат для перекрытия трубопроводов подачи жидкости в топливные магистрали двигателей, краны 16 и 17--соответственно для слива топлива из бака и сообщения его с атмосферой. Описание электромагнитного крана дано в разделе «Система питания топливом двигателя ВСУ». Краны расположены между шп. № 68 и 69.

Насос ЭЦН-19А (рис. 1.47, г) служит для слива топлива из бака в расходный бак. Слив топлива осуществляется при заправке и контроле количества жидкости в баке. Насос устанавливается в нижней части бака. Насос центробежного типа. Электродвигатель 24 смонтирован вместе с насосом. При включении электродвигателя топливо из бака поступает на крыльчатку 20. За счет центробежных сил давление топлива повышается и топливо направляется в расходный бак. Топливо, просачивающееся через уплотнение, отводится дренажным штуцером 25 в атмосферу.

Трубка Вентури вмонтирована в трубопроводы систем питания топливом основных двигателей.

Трубка соединяется с трубопроводами с помощью фланцев на ее торцах. На корпусе трубки имеется стрелка, направление которой должно совпадать с направлением движения топлива к двигателям. К переходнику трубки подсоединяется трубопровод подачи жидкости.

7. Описание шасси самолёта

Основные схемы шасси

Шасси предназначено для стоянки и передвижения самолета по земле. Оно оснащено амортизаторами, поглощающими энергию ударов при посадке и при передвижении по земле, и тормозами, обеспечивающими торможение самолета при пробеге и рулении. Для устойчивого положения самолета на земле необходимы минимум три опоры. В зависимости от расположения опор шасси относительно центра тяжести самолета различают следующие основные схемы: а) с передней опорой, б) с хвостовой опорой и в) велосипедного типа



Основные типы шасси: 1 - передняя опора; 2 - главные опоры; 3 - задняя опора; 4 - подкрыльные опоры

Схема шасси и ее параметры определяют характеристики устойчивости и управляемости самолета при его движении по грунту, влияют на нагружение опор. Трехопорная схема шасси с передней опорой характеризуется наличием двух основных опор, расположенных несколько позади центра тяжести, и одной передней, вынесенной на значительное расстояние вперед от центра тяжести самолета. Такая схема пришла на смену схеме шасси с хвостовой опорой. Трехопорная схема шасси с хвостовой опорой в настоящее время применяется редко, в основном на легких учебных и вспомогательных самолетах. Применяется также велосипедная (двухопорная) схема шасси. На современных самолетах наибольшее распространение получила трехопорная схема шасси с передней опорой. Объясняется это следующим: носовая стойка предохраняет самолет от капотирования, что позволяет более энергично затормаживать колеса; предотвращается «козление» самолета, т.к. центр тяжести располагается впереди основных колес, и при ударе основными стойками о ВПП при посадке угол атаки и коэффициент подъемной силы крыла(СY) уменьшаются. Кроме этого горизонтальное положение оси фюзеляжа обеспечивает хороший обзор экипажу, создает удобства для пассажиров, облегчает загрузку самолета тяжелыми грузами, позволяет размещать реактивные двигатели горизонтально, при этом газовая струя не разрушает аэродрома, обеспечивает самолету хорошую устойчивость при пробеге и разбеге.

Вместе с тем, схема шасси с передней опорой имеет и недостатки: сложность передвижения по мягкому и вязкому грунту, т.к. «зарываются» колеса передней опоры; большая опасность при посадке с поврежденной передней опорой. Основные геометрические параметры трехопорного шасси с передней опорой (рис. 6.2) - это продольная база, колея, высота шасси, вынос основных опор относительно центра тяжести, а также углы: посадочный (угол между поверхностью земли и касательной к задней части фюзеляжа, исходящей из точки соприкосновения колес основных опор и грунта), угол выноса основных опор. Большинство перечисленных параметров связаны между собой. С целью уменьшения веса стоек желательно иметь небольшую высоту шасси. Однако чтобы обеспечить посадочный угол атаки, высоту стоек приходится увеличивать. Посадочный угол выбирается из условия, чтобы при посадке самолет не касался грунта хвостовой частью фюзеляжа. Угол выноса шасси должен быть больше посадочного угла, для того чтобы при посадке предотвратить опрокидывание самолета на хвост. Вынос основных опор шасси относительно центра тяжести обычно составляет 10-12 % от базы шасси, что влияет на распределение нагрузки между опорами. Колея шасси влияет на характеристики поперечной устойчивости, а также на управляемость самолета при движении по грунту. Велосипедная схема шасси характеризуется наличием двух основных опор, расположенных под фюзеляжем, и двух подкрыльных стоек, основное назначение которых - предохранить самолет от опрокидывания на крыло. Велосипедная схема шасси - вынужденная схема. Переход к ней обусловлен трудностями размещения опор на крыле, особенно на больших самолетах с высокорасположенным крылом, у которых длина стоек при расположении под крылом может достигать 3-4 м и более. При велосипедной схеме шасси из-за сравнительно большой нагрузки на переднюю опору отрыв ее на взлете затрудняется. Для облегчения взлета в конструкцию шасси включают механизм «вздыбливания» передней опоры или «приседания» задней опоры. Вздыбливание увеличивает угол атаки крыла на 2-4°, благодаря чему увеличивается подъемная сила. Дополнительные механизмы («вздыбливания», уборки и выпуска подкрыльных стоек) усложняют конструкцию шасси и понижают уровень безопасности полетов. Многоопорные схемы шасси (рис. 6.3) фактически соответствуют трехопорной схеме с передней опорой и применяются на самолетах повышенной проходимости и на тяжелых самолетах, которые требуют большого количества колес.