содержание      ..     3      4      5      6     ..

САМОЛЕТ ЯК-18Т (36 серии). РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ - часть 5

 

 

7.11 РЕЖИМЫ МИНИМАЛЬНЫХ КИЛОМЕТРОВЫХ РАСХОДОВ ТОПЛИВА
Для получения максимальной дальности полета на заданной скорости следует вне зависимости от условий выполнять полет при положении рычага управления двигателем примерно на 1/3 хода от положения, соответствующего Взлетному режиму, к положению Малого газа. При этом заданная скорость полета должна выдерживаться за счет изменения оборотов воздушного винта. Увеличение оборотов (не более, чем до 82 %) приводит к увеличению скорости полета.

Минимальный километровый расход топлива соответствует выполнению полета: при высоте полета 500 метров на приборной скорости 190 км/час (Уист=190 км/час) и при высоте полета 3 км на приборной скорости 155 м/час (Vhct=170 км/час).

Минимальный километровый расход при весе самолета 1650 кг в обоих случаях составляет 0,185 кг/км.

 

 

7.12 ХАРАКТЕРИСТИКИ СНИЖЕНИЯ

Время, дальность полета и расход топлива при снижении самолета на режиме малого газа приведены в таблице для двух скоростей снижения. Значения в таблице соответствуют снижению с каждой указанной высоты до высоты 500 м.

 

 

7.13 ГРАДИЕНТ НАБОРА ВЫСОТЫ ПРИ УХОДЕ НА ВТОРОЙ КРУГ

Номограмма определения градиента набора высоты при уходе на второй круг приведена на рис. 7.11. Номограмма соответствует: конфигурации самолета с выпущенным шасси и выпущенным посадочным щитком, взлетному режиму работы двигателя и набору высоты на скорости V=140 км/час. При низких температурах наружного воздуха температура на входе в карбюратор поддерживается равной +10 °С.

При выполнении полетов в атмосферных условиях, не обеспечивающих градиент набора высоты при уходе на 2-й круг более 3 %, необходимо ограничивать вес самолета для обеспечения минимального градиента 3 % (Vy примерно 1.5 м/сек).

 

 

 

 

 

7.14 ДЛИНА ПОСАДОЧНОЙ ДИСТАНЦИИ

Длина посадочной дистанции самолета при посадке на сухую твердую ВПП приведена на номограмме рис. 7.12. Номограмма соответствует выполнению захода на посадку на скорости 150 км/час.

 

 

7.15 ДЛИНА ПРОБЕГА

Длина пробега самолета по сухой твердой ВПП приведена на номограмме рис . 7.13.

 

 

7.16 КОРРЕКЦИЯ ДЛИНЫ ПРОБЕГА НА СОСТОЯНИЕ ПОЛОСЫ

При посадке на полосу, отличающуюся по коэффициенту сцепления от сухой твердой ВПП, длину пробега, определенную по номограмме рис. 7.13, необходимо увеличить вдвое. Длина воздушного участка посадки определяется как разница между длинами, определенными по номограммам 7.12 и 7.13.

 

 

 

 

 

 

7.17 РАЗМЕЩЕНИЕ ГРУЗА И КОНТРОЛЬ ПОЛЕТНОЙ ЦЕНТРОВКИ

Для получения значения центровки самолета необходимо воспользоваться номограммой рис 7.14.

Для определения веса топлива умножьте объем топлива на его плотность. При отсутствии данных о плотности бензина принимайте плотность равной р=0,75 кг/л.

Выработка топлива в полете смещает полетную центровку вперед Сумма всех весов не должна превышать 1650 кг.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. РАЗМЕЩЕНИЕ ГРУЗА ТАКИМ ОБРАЗОМ, ЧТОБЫ

ПОЛЕТНАЯ ЦЕНТРОВКА БЫЛА БОЛЬШЕ, ЧЕМ ХТ=26% САХ ЗАПРЕЩАЕТСЯ.

 

 

 

 

СОДЕРЖАНИЕ

8.1 СИЛОВАЯ УСТАНОВКА.....................................................................8.8

8.1.1 Двигатель М-14П....................................................................8.9

8.1.2 Воздушный винт AV-803........................................................8.13

8.1.3 Топливная система.................................................................8.14

8.1.4 Масляная система...................................................................8.27

8.1.5 Система управления силовой установкой..............................8.28

8.1.6 Приборы контроля работы силовой установкой.....................8.31

8.2 ВОЗДУШНАЯ СИСТЕМА...................................................................8.37

8.3 СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ............................................8.39

8.4 ШАССИ..............................................................................................8.44

8.5 СИСТЕМА ОТОПЛЕНИЯ И ВЕНТИЛЯЦИИ КАБИНЫ........................8.46

8.5.1 Система отопления.................................................................8.46

8.5.2 Система вентиляции...............................................................8.48

8.6 ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ...............................................................8.49

8.6.1 Основные агрегаты системы электрооборудования...............8.49

8.6.2 Работа электросистемы...........................................................8.55

8.6.3 Наружное светотехническое оборудование............................8.56

8.6.4 Внутреннее светотехническое оборудование.........................8.59

8.7 РАДИОЭЛЕКТРОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ.........................................8.59

8.7.1 Радиосвязное оборудование...................................................8.61

Аудиопанель GMA-340.............................................................8.62

УКВ - радиостанция Apollo SL40..............................................8.64

8.7.2 Радионавигационное оборудование.......................................8.69

Навигационно-связная система Garmin GNC-420...................8.69

Транспондер GTX-327, кодирующий

высотомер АК-350........................................................8.87

Радиокомпас KR 87, индикатор KI227.....................................8.90

8.7.3 Аварийно-спасательное оборудование...................................8.94

Аварийный радиобуй KANNAD 406 AF....................................8.94

8.1 СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

Силовая установка самолета Як-18Т состоит из следующих агрегатов и систем:

- двигателя М-14П с воздушным винтом AV-803;

- рамы двигателя;

- капота двигателя с управляемыми жалюзи;

- воздухозаборника карбюратора;

- выхлопного коллектора;

- систем управления агрегатами двигателя;

- топливной системы;

- маслосистемы;

- устройств обдува компрессора и генератора;

- приборов контроля работы силовой установки;

Рис. 8.1.1 Схема силовой установки
1 - винт AV-803; 2 - кок; 3 - двигатель М-14П; 4 - генератор;
5 - маслобак; 6 - бачок суфлерный; 7 - моторама; 8 - фильтр топливный тонкой очистки; 9 - маслонасос; 10 - маслофильтр; 11 - бензонасос;
12 - коллектор выхлопной; 13 - карбюратор; 14 - капот; 15 - жалюзи.

8.1.1 ДВИГАТЕЛЬ М-14П

Авиационный двигатель М-1411 - поршневой, четырехтактный,

бензиновый, с воздушным охлаждением, девятицилиндровый, однорядный, со звездообразным расположением цилиндров и с карбюраторным смесеобразованием.

Двигатель М-14П - невысотный, имеет приводной односкоростной центробежный нагнетатель, охлаждается воздухом, поступающим через входное устройство в передней часги капота самолета. Равномерное охлаждение цилиндров обеспечивают воздушные дефлекторы, установленные на каждом цилиндре. Смазка основных узлов и деталей двигателя производится маслом под давлением.

Запуск двигателя производится сжатым воздухом. Распределение воздуха по цилиндрам осуществляется распределителем сжатого воздуха. Зажигание топливовоздушной смеси в цилиндрах осуществляется электрической искрой тока высокого напряжения, от двух магнето. В каждом цилиндре установлены две свечи и пусковой клапан. Двигатель крепится к кольцу моторамы восьмью болтами, проходящими через отверстия бобышек смесесборника. Редуктор двигателя понижает частоту вращения вала воздушного винта относительно коленчатого вала.

Режимы и эксплуатационные параметры работы двигателя работы двигателя приведены в следующей таблице

На двигателе М-14П установлены воздушный винт, регулятор постоянных оборотов Р-2 сер. 04 (на корпусе редуктора); карбюратор АК-14П (на смесесборнике). На задней крышки картера: два магнето М-9Ф; генератор ГСР-3000Р 4 серии; распределитель сжатого воздуха; компрессор АК-50А 3 серии; датчик тахометра ДТЭ-1; маслонасос МН-14А; бензонасос 702МЛ.

Основные технические данные двигателя:

Условное обозначение..........................................................М- 14П

Система охлаждения............................................................Воздушная

Система запуска двигателя.................................................Воздушная

Число цилиндров и их расположение..................................9, звездообразное,

в один ряд

Диаметр цилиндра...............................................................105

Рабочий объем всех цилиндров...........................................10,161 л

Степень сжатия...................................................................(6,3±0,1)

Направление вращения коленчатого вала и вала винта.....Левое
Редуктор...............................................................................Планетарный с шестью сателитами, одноступенчатый

Передаточное число редуктора............................................0,658
Нагнетатель..........................................................................Центробежный,
одноступенчатый, односкоростной с механическим приводом

Свеча СД-49СММ ................................................................Керамическая

Количество на каждом цилиндре двигателя........................2

Фильтр - сигнализатор

Количество на двигатель......................................................1

Место расположения............................................................Маслоотстойник

Индикатор появления стружки...........................................Контрольная лампа на приборной доске в кабине пилота

8.1.2 ВОЗДУШНЫЙ ВИНТ AV-803-1-B-C/CL250-412

Воздушный винт AV-803-1-B-C/CL250-412 автоматический, трехлопастный, постоянных оборотов, с однорядными подшипниками гнезд втз'лки в которых имеются поворотные стаканы лопастей. Лопасти вворачиваются во втулки. Управление положением лопастей снабжено одноканальным гидравлическим сервоприводом. Гидравлический сервопривод поворачивает втулки лопастей через поводок и подшипник приводного штифта. Шаг винта заправляется регулятором оборотов. Заданные (выбранные) обороты автоматически выдерживаются при изменении воздушной скорости и мощности двигателя (это называется постоянными оборотами воздушного винта). Механические упоры для малого и большого шага ограничивают диапазон перемещения лопастей.

В случае отсутствия давления от регулятора лопасти автоматически переходят на большой шаг, позволяя пилоту продолжить полет. Давление масла действз^ет только в одном направлении. Насос регулятора оборотов использует масло из системы смазки двигателя. Масло от регулятора оборотов подается в воздушный винт через вал двигателя. Регулятор установлен на картере редуктора двигателя.

Регулятор заправляет подаваемым маслом с помощью центробежных грузов в автоматическом режиме, необходимые обороты устанавливаются пилотом посредством рычага шага винта (рычаг управления винта).

Рис. 8.1.4 Воздушный винт AV-803-1-В-С/ CL250-412

1 - Обтекатель;

2 - Подшипник;

3 - Лопасть;

4 - Втулка с подшипниками, гнездами лопастей и механизмом изменения шага;

5 - Вал двигателя;

6 - Противовес;

7 - Поршень;

8 - Поводок разворота лопасти.

Рис. 8.1.5 Схема топливной системы
I - левый топливный бак-кессон; 2 - правый топливный бак-кессон; 3 - заливочные горловины; 4 - сливные пробки; 5 - датчики топливомера 395-59-1В; 6 - обратный клапан, врезанный в трубопровод; 7 - обратные клапаны, закрепленные на расходном баке; 8 - указатель уровня топлива (на приборной доске); 9 - сливной кран расходного бака; 10 - расходный бак;
II - гибкий заборник топлива; 12 - дренажные трубопроводы; 13 - дроссель; 14 - указатель давления топлива (на приборной доске); 15 - фильтр грубой очистки; 16 - заборник топлива с сеткой; 17 - топливный насос двигателя;
18 - фильтр тонкой очистки; 19 - карбюратор двигателя; 20 - заливной шприц 740400; 21 - впускной коллектор двигателя; 22 - трубопровод закачки топлива в двигатель; 23 - трубопровод подачи топлива к двигателю; 24 - пожарный кран; 25 - трубопровод закачки топлива в систему.

Заправка топливом производится через заливные горловины крыльевых баков открытым способом. Для заправки самолета можно применять как специальные топливозаправщики, так и простые средства (емкости) для заливки топлива в баки. Топливо заправляют в баки до уровня 20-30 мм ниже обреза заливных горловин.
Заливная горловина каждого бака расположена на верхней обшивке крыла, вблизи лонжерона между нервюрами № 16 и 17. Сверху заливная горловина закрывается крышкой, имеющей уплотнительное кольцо и запорное устройство. Внутри корпуса горловины имеется фильтрующий стакан-вкладыш, затянутый металлической сеткой. После окончания заправки крышка горловины вставляется в гнездо, рычаг поворачивается до упора и опускается, фиксируя крышку в закрытом состоянии.

Фильтр тонкой очистки 8Д2.966.064 служит для очистки топлива от механических примесей перед входом в карбюратор и обеспечивает тонкость фильтрации 30 мк.

Топливо проходит сквозь сетку фильтроэлемента, оставляя на ней механические примеси, и попадает во внутреннюю полость фильтра. При засорении фильтрующего элемента между внешней и внутренней полостями фильтра создается перепад давлений, отжимающий перепускной клапан. При этом топливо, минуя фильтрующий элемент, поступает к двигателю.

Заливной шприц 740400 служит для заливки топливом цилиндров двигателя и топливной магистрали перед запуском двигателя, а также может непродолжительно служить аварийным источником подачи топлива при отказе бензинового насоса двигателя. Шприц установлен на приборной доске кабины.

Шприц состоит из корпуса с обратными клапанами, направляющей с фланцем, поршня, пружины и рукоятки. При движении рукоятки шприца НА СЕБЯ происходит всасывание топлива в полость шприца, а ОТ СЕБЯ— выталкивание топлива в цилиндры двигателя или в заливную топливную магистраль в зависимости от установки рукоятки соответственно в положение ЦИЛИНДР или МАГИСТРАЛЬ.

СИСТЕМА ИЗМЕРЕНИЯ КОЛИЧЕСТВА И РАСХОДА ТОПЛИВА
Количество топлива в баках самолета измеряется топливомером фирмы Westach, который обеспечивает измерение запаса топлива и непрерывную индикацию на приборной доске. На самолете имеются два топливных бака, каждый бак оборудован датчиком топливомера. На приборной доске установлен двухстрелочный указатель. Кроме топливомера на самолете в баках установлены датчики обеспечивающие выдачу сигналов на светосигнальные табло каждого бака о наличии резервного остатка топлива (30 л). Расход топлива измеряется расходомером типа FS-450.

Рис. 8.1.8 Принципиальная электросхема топливомера Т1 - датчик топливомера CAT.395-5S левого бака;
Т2 - датчик топливомера CAT.395-5S правого бака;
ТЗ - индикатор топливомера 2DA4-40;
R1, R2 - резистор 680 ом, 2 вт;
Д10 - автомат защиты A3K1M-3, установлен на РУ27В.

Индикатор топливомера 2ДА4-40 двухстрелочный с диапазоном измерения от F (полный) до Е (пустой, работает с емкостными датчиками.

Рис. 8.1.9 Установка датчиков топливомеров
1 - стенка топливного бака (обшивка крыла); 2 - чашка; 3 - крышка лючка; 4 -датчик топливомера; 5 - гермовывод электрического жгута; б - винт регулировки показаний топливомера при полном баке; 7 - винт регулировки показаний топливомера при пустом баке; 8 - индикатор топливомера, установленный на приборной доске; 9 - герметизирующие прокладки.



Датчик топливомера CAT.395-5S представляет собой топливный передатчик-измеритель, который работает посредством подачи малого фиксированного количества энергии во внешнюю алюминиевую трз^бкз^ датчика. Количество энергии, наводимой во вторичном проводнике внзпгри трубки (и изолированном от нее) зависит от сопротивления, объема, разделяющего два проводника. Микропроцессор в головке датчика измеряет наведенный потенциал, усиливает и направляет в измерительный прибор (индикатор топливомера). Когда количество топлива в датчике зшеньшается вследствие выработки, количество воздуха увеличивается, таким образом непрерывно измеряется количество наводимой энергии.Электроника датчика залита эпоксидной смолой.

Датчик резервного остатка топлива поплавкового типа, состоит из коромысла с поплавком, на котором установлен мощный магнит, и геркона, который установлен с внешней стороны бака на специальной плате. Все детали датчика смонтированы на одной оси. При понижении уровня топлива магнит занимает место напротив геркона, замыкается электрическая цепь и на приборной доске загорается красный светодиод. Датчик регулируется на резервный остаток топлива 30 литров.

РАСХОДОМЕР ТОПЛИВА FS-450

Расходомер FS-450 состоит из турбинного датчика расхода топлива, вычислителя и индикатора с кнопками управления.

Расходомер FS-450 обеспечивает:

- измерение и индикацию мгновенного расхода топлива;

- вычисление и индикацию израсходованного или оставшегося

количества топлива в баках и запаса времени полета;

- при наличии связи с GPS вычисление и индикацию потребного

количества топлива до следующего ППМ и расстояние на один израсходованный литр (галлон, фунт) топлива;

- выдачу предупредительного сигнала о достижении минимального

резерва времени полета и предупредительного сигнала о достижении минимального остатка топлива.

На индикаторе расходомера расположены:

1 Верхний дисплей расхода топлива в час;

2 Нижний дисплей топливных параметров, соответствующих включенному светосигнализатору;

3 Светосигнализаторы топливных параметров:

USD - количество топлива,

израсходованного от предыдущей заправки или за несколько полетов;

REM - остаток топлива в баках;

H.M. - время до полной выработки баков;

REQ - количество топлива, потребное для полета до следующего ППМ; RES - запас топлива на следующем ППМ;

REQ&RES - расстояние в морских милях на один израсходованный литр (галлон, фунт).

4 Многофункциональная кнопка STEP;

5 Многофункциональная кнопка AUTO.

Расходомер включается в работу при подаче в бортовую сеть напряжения 27 В.

После включения автоматически выполняется встроенный контроль:

- одновременно на короткое время высвечиваются все символы на дисплее для проверки функционирования всех светосегментов;

- проверяются внутренние компоненты всей системы.

Начальная настройка расходомера.

6 Установить объем добавленного или удаленного (отрицательное количество) топлива нажатием кнопки AUTO:

- удержание в нажатом положении - увеличение объема;

- кратковременные нажатия - уменьшение объема.

7 Нажать кнопку STEP для подтверждения количества добавленного топлива.
Проверка и коррекция параметров расходомера.

1 Нажать одновременно кнопки STEP и AUTO на 5 сек до появления сообщения на дисплее:

ProG

node

2 Нажатием кнопки STEP переходить от параметра к параметру, при необходимости выполняя выбор параметра нажатием кнопки AUTO:

3 Нажать кнопку STEP для выхода из программы коррекции.

Использование расходомера в полете

В течение всего полета верхний дисплей индицирует текущий часовой расход топлива.

Нижний дисплей индицирует топливные параметры в автоматическом или ручном режиме.

В автоматическом режиме значения топливных параметров высвечивается поочередно, синхронно с соответствующим светосигнализатором.

Для перехода в ручной режим нажмите кнопку STEP. Дальнейшие кратковременные нажатия кнопки STEP обеспечивает переход к индикации следующего топливного параметра.

При отсутствии связи с GPS вычисляются и индицируются только

израсходованное и оставшееся количество топлива, а также запас времени полета.

При необходимости обнулить количество используемого топлива, удерживайте в нажатом положении кнопку AUTO в течение 3-х секунд при индикации USD в ручном режиме.

Ввод информации о количестве заправленного топлива можно произвести и во время полета. Для этого необходимо следовать инструкциям в соответствии с п.п. 1,2 проверки и коррекции параметров расходомера.

Когда оставшееся количество топлива достигает заданного минимального остатка, на нижнем дисплее высвечивается значение минимального остатка, а светосигнализатор REn начинает работать в импульсном режиме.

Когда оставшееся время полета падает ниже заданного минимального времени, на нижнем дисплее высвечивается оставшееся время в минутах, а светосигнализатор НМ начинает работать в импульсном режиме.

При кратковременном нажатии кнопки STEP предупредительный сигнал отключается на 10 мин. При удерживании кнопки STEP в нажатом положении до высвечивания на дисплее OFF, предупредительный сигнал отключается до конца полета.

содержание      ..     3      4      5      6     ..