САМОЛЕТ ЯК-18Т (36 серии). РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ - часть 6

8.1.4 МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА САМОЛЕТА

Масляная система самолета предназначена для подачи смазки к трущимся деталям двигателя и их охлаждения. В качестве смазки применяется масло МС-20 или МК-22 по ГОСТ 21743-76. Допускается смешение указанных масел в любых пропорциях.

Масляная система самолета состоит из маслобака емкостью 24 л, насоса, фильтра, маслорадиатора, маслопроводов, приемников и указателя давления и температуры масла. Максимальное количество масла в баке - 24 л, минимальное - 8 л.

Циркуляция масла в системе принудительная и осуществляется двухступенчатым шестеренчатым насосом, установленным на задней крышке картера двигателя.Во время работы двигателя масло из маслобака самотеком через фильтр поступает на вход к маслонасоса и далее под давлением в двигатель. После смазки трущихся деталей двигателя масло стекает в отстойник и откачивающей ступенью маслонасоса прокачивается через маслорадиатор в бак.

Суфлирование маслобака и двигателя осуществляется через два верхних суфлера, соединенных с маслобаком. Давление и температура входящего в двигатель масла контролируются по электрическому индикатору ЭМИ-ЗК. На верхней крышке капота двигателя имеется лючок для подхода к заливной горловине масляного бака.

Рис. 8.1.11. Схема масляной системы

1 - передний суфлер двигателя;

2 - задний суфлер двигателя;

3 - датчик давления масла П-15Б;

4 - указатель УКЗ-1 из комплекта ЭМИ-ЗК;

5 - маслобак;

6 - сливной кран маслобака;

7 - трубопровод; 8-дренажная трубка;

9 - маслокарман;

10 - датчик температуры масла П-1;

11 - маслофильтр;

12 - воздушно-масляный радиатор;

13 - сливная пробка

8.1.5. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ СИЛОВОЙ УСТАНОВКОЙ

Система управления силовой установкой состоит из нескольких подсистем:

- управление газом (дроссельной заслонкой карбюратора);

- управление шагом винта;

- управление обогревом карбюратора;

- управление жалюзи капота (охлаждение двигателя);

- управление створкой маслорадиатора;

- управление пожарным краном.

Рис. 8.1.12. Система управления силовой установкой самолета
1 - управление дроссельной заслонкой карбюратора (РУД); 2 - управление винтом (РУВ); 4 - управление заслонкой подачи горячего воздуха в карбюратор (подогрев карбюратора); 5 - управление створками охлаждения двигателя (жалюзи); 6 - управление створкой охлаждения маслорадиатора; 7 - блок рычагов управления силовой установкой; 8 - регулятор постоянных оборотов Р-2; 9 - дефлектор двигателя; 10 - карбюратор АК-14; 11 - жалюзи
охлаждения двигателя.

Управление осуществляется из кабины с помощью блока рычагов, установленных на центральном пульте. Проводка управления двигателем выполнена тягами полужесткого типа с шаровыми и вильчатыми наконечниками. Полужесткие тяги изготовлены из стальных тросов, пропущенных в направляющие трубки. Тяги управления отбортованы к элементам конструкции самолета посредством колодок с кронштейнами, а места прохода через противопожарную перегородку герметизированы.

Блок рычагов управления установлен на среднем пульте по оси симметрии самолета. Рычаги смонтированы на единой оси вращения. Для фиксации рычагов в любом необходимом положении предусмотрен механизм стопорения с тормозными дисками и специальным рычагом. При крайнем переднем положении рукоятки рычага стопорения все элементы блока фиксируются системой пружин и тормозных дисков.

Рис. 8.1.13 Монтаж системы управления силовой установкой на самолете 1 - тяга створки маслорадиатора; 2 - качалка управления створкой маслорадиатора; 3 - рукоятка управления створкой маслорадиатора; 4 - сектор ВИШ; 5 - сектор газа; 6 - рукоятка управления жалюзи капота; 7 - рукоятка стопора; 8 - рукоятка управления подогревом карбюратора; 9 - кронштейн; 10 - рукоятка управления пожарным краном; 11 - рычаг управления пожарным краном; 12 - рычаг управления подогревом карбюратора;
13 - рычаг управления дроссельной заслонкой; 14 - рычаг управления жалюзи; 15 - рычаг управления регулятором оборотов.

Система охлаждения двигателя - совокупность каналов, дефлекторов, управляемых створок жалюзи, позволяющих направить поток воздуха, поступающего через воздухозаборник в лобовой части капота, на цилиндры.

Нормальная температура головок цилиндров двигателя регулируется положением жалюзи, управление которыми осуществляется рычагом управления ЖАЛЮЗИ. Перед запуском двигателя жалюзи полностью закрываются, а после запуска при достижении температуры головок цилиндров 140-180 °С жалюзи устанавливаются в требуемое положение.

Поддержание нормальной температуры масла в двигателе обеспечивается изменением положения створки маслорадиатора, управление которой осуществляется рычагом управления "МАСАОРАДИАТОР". Перед запуском двигателя створка закрывается перемещением рычага управления до упора на себя, а после запуска, при достижении температуры масла 60-65 °С створка открывается перемещением рычага до упора от себя. В полете створка должна находится в положении, обеспечивающем нормальную температуру масла.

8.1.6 ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ РАБОТЫ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ

Контроль работы силовой установки осуществляется визуально по приборам и светосигнализатору, установленным на приборной доске. В группу приборов контроля входят:

- дистанционный тахометр ИТЭ- 1ТБ;

- мановакуумметр МВ-16К;

- трехстрелочный моторный индикатор ЭМИ-ЗК;

- универсальный электрический термометр ТУЭ-48К;

- термометр 2АЗ-1;

- сигнализатор стружки в масле.

К приборам, обеспечивающим работу силовой установки (и других самолетных систем) относится также сдвоенный манометр воздуха 2М-80.

Авиационный электрический дистанционный магнитоиндукционный тахометр ИТЭ- 1ТБ предназначен для непрерывного дистанционного измерения угловой скорости вращения вала авиационного двигателя, выраженной в процентах от его максимальных оборотов.В комплект тахометра входят измеритель ИТЭ-1ТБ и датчик тахометра ДТЭ-1. Измеритель установлен в кабине на приборной доске и служит для визуального контроля числа оборотов двигателя. Датчик установлен на двигателе. Между собой датчик и измеритель соединяются электрожгутом. Датчик ДТЭ-1 представляет собой трехфазный генератор переменного тока с возбуждением от четырехполюсного магнита на роторе. Вращение от приводного вала двигателя на ротор датчика передается при помощи, хвостовика. Датчик тахометра устанавливается на задней крышке двигателя слева и крепится при помощи накидной гайки.

Измеритель ИТЭ- 1ТБ смонтирован в герметичном корпусе,он имеет шкалу, оцифрованную в процентах от максимальных оборотов двигателя.

Измерение скорости вращения электрическим тахометром основано на принципе электрической дистанционной передачи вращения вала двигателя валу магнитоиндукционного измерительного узла измерителя. Электродвижущая сила, вырабатываемая датчиком с частотой пропорциональной скорости вращения авиадвигателя, питает синхронный двигатель в измерителе, ротор которого вращает магнитный узел. Этот узел поворачивает чувствительный элемент, соединенный со стрелкой измерителя.

Рис. 8.1.14 Магнитоиндукционный тахометр ИТЭ-1ТБ
1 - измеритель тахометра ИТЭ-1ТБ; 2 - датчик тахометра ДТЭ-1; 3 - накидная гайка крепления датчика; 4 - хвостовик вала;
5 - штепсельный разъем.

Мановакуумметр МВ-16К предназначен для измерения абсолютного давления топливно-воздушной смеси во всасывающем патрубке двигателя.

Мановакуумметр является анероидно-мембранным прибором, принцип действия которого основан на зависимости упругой деформации мембран анероидной коробки от изменения абсолютного давления. Деформации анероидной коробки механически передаются на стрелочную индикаторную часть с равномерной круговой шкалой.

Мановакуумметр установлен на панели доски приборов, давление наддува от двигателя подается по шлангу к штуцеру на задней стенке прибора.

Мановакуумметр состоит из корпуса, внутри которого помещается чувствительный элемент - анероидная коробка. Корпус соединяется через штуцер со всасывающим патрубком двигателя. Если двигатель не работает, мановакуумметр показывает атмосферное давление на месте стоянки самолета. При запущенном двигателе с увеличением частоты вращения вала увеличивается и давление наддува (рк), которое передается по трубопроводу в корпус прибора. Под действием его анероидная коробка сжимается. Движение анероидной коробки передается через передаточный механизм на стрелку, которая по шкале указывает давление наддува. Шкала прибора имеет, градуировку от 300 до 1600 мм рт. ст. Оцифровка через 200 мм рт. ст. Цена деления 20 мм рт. ст.

Рис. 8.1.15 мановакуумметр МВ-16У 1 - волосок; 2 - стрелка; 3 - сектор; 4 - биметаллическая пластинка;
5 - штуцер; 6 - тяга; 7 - биметаллический валик; 8 - верхний центр;
9 - нижний центр; 10 - анероидная коробка 11- шкала мановакуумметр.

При изменении температуры окружающего воздуха меняется упругость материала анероидной коробки. При низких температурах прибор показывает меньшее давление, а при высоких - большее, чем действительное давление наддува. Для устранения этой ошибки в приборе применяются биметаллические компенсаторы. При температуре 15° С допустимые погрешности мановакуумметра составляют ±20 мм рт. ст.

Трехстрелочный моторный индикатор ЭМИ-ЗК служит для дистанционного измерения параметров работы двигателя, он представляет собой комбинированный электроизмерительный прибор. В комплект прибора входят указатель УКЗ-1К, приемник давления топлива П-1Б, приемник давления масла ПМ-15Б и приемник температуры масла П-1.

Указатель УКЗ-1К установлен на панели приборной доски и служит для визуального контроля давления масла и топлива, а также температуры масла. Указатель представляет собой прибор, на лицевой панели которого имеются три шкалы измерения параметров.

Приемник давления топлива П-1Б предназначен для выдачи электрического сигнала, пропорционального давлению топлива, который поступает на указатель УКЗ-1К. При изменении давления топлива пропорционально изменяется выходной сигнал датчика П- 1Б.

Приемник давления масла ПМ-15Б выдает электрический сигнал, пропорциональный давлению масла, он поступает на указатель УКЗ-1 К.

Датчик температуры масла П-1 измеряет электрическое сопротивление чувствительного элемента в зависимости от температуры среды. Каждом}' значению измеряемой температуры соответствует значение электрического сопротивления.

Рис. 8.1.16 Трехстрелочный моторный индикатор ЭМИ-ЗК
1 - приемник температуры масла П-1; 2 - указатель УКЗ-1К; 3 - приемник давления масла ПМ- 15Б; 4 - приемник давления топлива П- 1Б.

Включается прибор автоматом защиты «Приб.двиг. и УП», на электрощитке. Нужно иметь в виду, что если при запущенном двигателе показания манометра давления масла отсутствуют в течение 20 с, двигатель необходимо выключить и выяснить причину отсутствия давления. При включении питания прибора стрелки должны установиться на электрический нуль, а у термометра масла показать его температуру.

Термоэлектрический термометр ТЦТ-13 применяется для дистанционного измерения температуры головок цилиндров двигателя.

В комплект термометра входят измеритель ТЦТ-1 и термопара Т-3. Измеритель ТЦТ-1 установлен на центральной панели приборной доски и служит для визуального контроля температуры головок цилиндров. Термопара Т-3 установлена под свечу головки четвертого цилиндра двигателя. Между собой измеритель и термопара соединяются двумя проводами.

Принцип действия термометра основан на явлении возникновения термоэлектродвижущей силы в спае двух различных металлов при нагреве места спая. При нагреве термопары Т-3 по электрической проводке ток поступает на измеритель ТЦТ-1.
Универсальный электрический термометр 2АЗ-1 предназначен для дистанционного измерения температуры воздуха на входе в карбюратор.

В комплект термометра входят датчик 399W и указатель 2АЗ-1. Между собой приемник и указатель соединяются электрожгутом.

Датчик температуры 399W установлен на воздухозаборнике карбюратора. Принцип действия приемника основан на изменении электрического

сопротивления чувствительного элемента в зависимости от температуры воздуха. Каждому значению измеряемой температуры соответствует

определенное значение электрического сопротивления.

Указатель 2АЗ-1 представляет собой электроизмерительный прибор и служит для визуального контроля температуры воздуха на входе в карбюратор. Прибор установлен на панели приборной доски.
Сигнализатором появления стружки в масле является красное светосигнальное табло "СТРУЖКА В ДВИГАТ.", расположенное на приборной доске. Минусовая цепь сигнального табло включена через контакты фильтра-сигнализатора раннего обнаружения стружки в маслосистеме двигателя. При появлении стружки срабатывает фильтр-сигнализатор и замыкает цепь сигнального табло.

Сдвоенный манометр сжатого воздуха 2М-80 служит для измерения давления в основной и аварийной воздушных системах. Принцип работы манометра основан на функциональной зависимости между измеряемым давлением и упругими деформациями чувствительного элемента - трубчатой пружины. Манометр состоит из корпуса, в котором размещены два одинаковых прибора. Каждый состоит из трубчатой пружины, один конец которой соединяется со штуцером, а второй запаян и соединен через передаточный механизм со стрелкой.

Сжатый воздух через штуцер поступает внутрь пружины. Под действием этого давления пружина разжимается, ее свободный конец перемещается и передает свое движение на стрелку. Чем больше измеряемое давление, тем больше перемещается незакрепленный конец пружины и на больший угол повернется стрелка.

Шкала прибора имеет градуировку от О до 80 кг/см2. Цена деления 5 кг/см2.

Рис. 8.1.19 Манометра воздуха2М-80
1-манометрическая трубчатая пружина; 2 - передаточный механизм.

8.2 ВОЗДУШНАЯ СИСТЕМА

Воздушная система самолета обеспечивает запуск двигателя, выпуск в уборку шасси и посадочного щитка, а также торможение колес.

Рис 8.2.1 Схема воздушной системы 1 - зарядный штуцер 642800; 2 - обратный клапан; 3 - предохранительный клапан; 4 - автомат давления ДД-50; 5 - фильтр-отстойник ФТ; б - баллон аварийной системы; 7 - фильтр 723900; 8 - цилиндр-подъемник передней ноги шасси; 9 - клапан запуска ; 10 - аварийный клапан; 11 - манометр 2М-80;
12 - стравливающий клапан 562300; 13 - цилиндр открытия замка передней ноги шасси; 14 - баллон основной системы; 15 - кран сети;
16 - кран аварийного выпуска шасси; 17 - кран выпуска и уборки шасси от основной системы; 18 - кран выпуска и уборки посадочного щитка от основной системы; 19 - дифференциал ПУ-8; 20 - редукционный клапан ПУ-7; 21 -электроклапан экстренного растормаживания УП53/1М; 22 - цилиндр
открытия замка главной ноги шасси; 23 - цилиндры выпуска-уборки посадочного щитка; 24 - тормозное колесо; 25 - цилиндр-подъемник главной опоры шасси.

Воздушная система разделена на две автономные системы: основную и аварийную. Подключение аварийной системы к основной и потребителям выполнено с помощью обратных и аварийных клапанов. Произведено отделение аварийной воздушной системы от основной для предотвращения перетекания воздуха из основной системы в аварийную и далее в атмосферу в случае потери герметичности аварийной системы.

Аварийная система может выполнять функции основной системы в случае выхода ее из строя: выпуск шасси выпуск и уборку посадочного щитка, торможение колес. Аварийный выпуск шасси производится аварийной системой, подключаемой к цилиндрам-подъемникам опор шасси через аварийные клапаны, отключающие основную систему при подаче давления воздуха из аварийного баллона. Выпуск и уборка посадочного щитка и торможение может производиться давлением воздуха, поступающего из аварийного воздушного баллона по магистралям основной воздушной системы.

Запас сжатого воздуха воздушной системы размещается в двух шаровых баллонах: в баллоне основной системы емкостью 11 л и баллоне аварийной системы емкостью 3 л. Рабочее давление в системе составляет 50 ± 5 кгс/см2. Контроль давления осуществляется по двухстрелочному манометру 2М-80, установленному на приборной доске в кабине экипажа.

Подвод воздуха к выходному штуцеру регулятора давления увеличивает время работы компрессора АК-50Т в режиме холостого хода. При уменьшении давления в системе ниже 40 кг/см2 срабатывает автомат давления и включает в работу компрессор и в системе вновь повышается давление до 50+4 кг/см2.

При зарядке системы давление воздуха от аэродромного источника питания понижается до давления 50+5 кг/см2 редуктором зарядного приспособления и через зарядный штуцер, пройдя фильтр, заряжает аварийный баллон, а также через открытый кран сети поступает в баллон основной системы. При работе двигателя баллон основной системы подзаряжается воздухом от компрессора АК-50Т, установленного на двигателе.

От компрессора сжатый воздух проходит через фильтр-отстойник и автомат давления АД-50 к редукционному клапану; от редукционного клапана к баллону воздух поступает по тем же трубопроводам, что и при зарядке через бортовой штуцер. Для охлаждения компрессора АК-50Т на двигателе установлены патрубки обдува с забором воздуха перед жалюзи.

8.3 СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ

Управление самолетом двойное, может осуществляться правым и левым пилотами; состоит из управления элеронами, рулем направления, рулем высоты, триммером РВ, посадочным щитком тормозами колес главных опор шасси.

Для обеспечения продольного, поперечного и путевого управления на самолете имеются две независимые системы - ручное и ножное управление. Обе системы спаренные - для каждого пилота в кабине самолета имеются педали ножного управления и штурвальная установка.

Движением штурвала на себя и от себя пилот, отклоняя руль высоты, осуществляет продольное управление самолетом. Отклонением штурвала влево или вправо пилот отклоняет элероны, осуществляя управление самолетом по крену. Для отклонения руля направления пилот отклоняет педали.

Связь педалей и штурвальных колонок с рулями и элеронами осуществляется посредством жесткой и тросовой проводок управления, причем система управления элеронами выполнена целиком на жестких тягах, а системы управления рулем направления и рулем высоты смешанной конструкции - сочетание тяг и тросов.

Управление триммером РВ механическое и осуществляется рукояткой, установленной в кабине на левом борту, рукоятка соединена тросовой проводкой с барабаном и через червячный механизм с рычагами триммера.

Управление посадочным щитком осуществляется краном, направляющим сжатый воздух из воздушной системы в полости уборки и выпуска двух воздушных цилиндров.

Система торможения колес обеспечивает раздельное и одновременное торможение колес главных ног шасси левым или правым пилотом, экстренное растормаживание колес правым пилотом при управлении тормозами от левого пилота, стояночное торможение, осуществляемое с помощью кнопки на левом штурвале. Управление тормозами колес главных ног шасси осуществляется левым и правым пилотами при помощи тормозных рычагов, установленных на штурвалах управления самолетом, и педалей управления рулем поворота.

В целях предупреждения при стоянках самолета поломок элементов систем управления предусмотрено стопорение рулей и элеронов в нейтральном положении с помощью струбцин.

Рис. 8.3.1 Проводка управления элеронами и рулем высоты
1 - кронштейн крепления качалки управления элеронами;
2 - штурвальная колонка; 3 - регулируемое звено; 4 - жесткая регулируемая тяга;
5 - поперечный вал; б - задняя опора колонки; 7 - рычаг управления Р.В.;
8 - направляющий ролик; 9 - тросовая проводка; 10 - тандер; 11 - качалка; 12 - тяга управления Р.В.; 13 - тяги управления элеронами; 14 - шлиц-шарнир;15 - передняя опора колонки; 16 - тяга; 17 - качалка управления элеронами; 18 - качалка управления Р.В. 19 - концевая качалка проводки управления элеронами.

Рис. 8.3.2 Штурвальная установка
1 - передний опорный кронштейн;
2 - передняя роликовая опора колонки; 3 - промежуточная
роликовая опора колонки; 4 - качалка проводки управления элеронами; 5 - поперечный синхронизирующий вал; 6 - синхронизирующая тяга;
7 - регулируемое звено; 8 - стальная труба стальной колонки; 9 - штурвал; 10 - корпус; 11 - вилка;12 - шлиц-шарнир; 13 - кнопка "Экстренное растормаживание"; 14 - рычаг
управления тормозами колес; 15 - пружинное устройство
"Стояночное торможение"; 16 - задняя роликовая опора; 17 - задний
опорный кронштейн; 18 - тяга; 19 -качалка проводки управления рулем высоты; 20 - качалка проводки
управления элеронами.

Рис 8.3.3 Проводка управления рулем направления.
1 - правый командный пост ножного управления; 2 - регулируемые тяги; 3 - правая трехплечая качалка на переднем лонжероне; 4 - рычаг управления рулем направления; 5 -первичный механизм система управления триммером; 6 - триммер руля высоты;
7 - качалка поводки управления триммером; 8 - трос проводки управления PH;
9 - троса проводка управления триммером; 10 - тандеры; 11 - концевой выключатель сигнализации нейтрального положения триммера; 12 - роликовый узел на шп. Ш 12; 13 - роликовый узел на шп. № 8; 14 - направляющие ролики проводки управления триммером; 15 - тандеры; 16 — соединительная тяга проводки управления PH;
17 - левая качалка управления триммером; 18 - место установки штурвала триммера; 19 -педали; 20 - рычаг управления триммером; 21 - барабан; 22 - кронштейн; 23 - ось; 24 - лонжерон руля направления; 25 - кронштейн ролика; 26 - ролик;
27 - кардан; 28 - ограничитель троса.

Рис. 8.3.4 Управление рулем направления и установки качалок проводки на переднем
лонжероне
. 1 - кронштейн; 2 - рычаг; 3 - ось; 4 - ремень; 5 - шпилька; 6 - пружина; 7 - упор; 8 -правая трехплечая качалка; 9 - соединительная тяга; 10 - левая трехплечая качалка; 11 -муфта тандера; 12 - трос; 13 - ушко тандера; 14 - кардан; 15 - кронштейн крепления качалки на переднем лонжероне; 16 - регулируемые тяга проводки управления Р.Н.; 17 -тяга управления дифференциалом ПУ-8; 18 - подножка

Управление выпуском и уборкой посадочного щитка пневматическое и осуществляется рукояткой, расположенной на среднем пульте кабины. В состав системы управления посадочным щитком входят пневматический кран 625300М с рукояткой управления и два воздушных цилиндра-подъемника. Угол отклонения щитка составляет 50°.

Для вы изыска или уборки посадочного щитка необходимо рукоятку управления перевести в требуемое положение. Сжатый воздух от баллона основной пневмосистемы через кран 625300М поступит в полости выпуска или Заборки цилиндров-подъемников посадочного щитка (в зависимости от положения рукоятки управления), при этом противоположная полость каждого цилиндра соединяется с атмосферой (через кран управления). В убранном положении щиток дополнительно удерживается двумя шнуровыми резиновыми амортизаторами. При необходимости уборку и выпуск тормозного щитка можно производить от аварийной пневмосистемы.

Управление тормозами колес шасси осуществляется левым и правым пилотами при помощи тормозных гашеток, установленных на штурвалах управления самолетом и на педалях управления.

Тормозные рычаги связаны тросовыми тягами с нажимным рычагом на кронштейне редукционного клапана ПУ-7 воздушной системы. При нажатии на тормозной рычаг нажимное коромысло редукционного клапана перемещает толкатель клапана, который через редукционную пружину закрывает клапаны

выпуска и открывает клапаны впуска воздуха, редуцируя его до давления, необходимого для торможения колес.

Степень редуцирования воздуха зависит от степени нажатия на тормозной рычаг и от хода рычага редукционного клапана, имеющего ограничительный винт. Наибольшее рабочее давление для торможения колес равно 8+1 кгс/см2.

Из клапана ПУ-7 сжатый воздух поступает в дифференциал ПУ-8, нажимной рычаг которого жесткой тягой соединен с кронштейном на левом рычаге педалей левого пилота. При нажатии на тормозной рычаг торможение колес с одинаковыми тормозными моментами осуществляется только при нейтральном положении педалей или при их отклонении меньше чем наполовину полного хода. Раздельное торможение колес или торможение колес с различными тормозными моментами осуществляется отклонением педалей более чем наполовину полного хода.

Разворот самолета происходит в сторону педали, отклоненной вперед. При заторможенных колесах правый пилот (инструктор) может произвести их растормаживание, нажав на правом рычаге штурвала кнопку управления электроклапаном экстренного растормаживания УП53/1М (установлен в воздушной системе перед дифференциалом ПУ-8).

В случае необходимости торможение колес можно производить от аварийной воздушной системы.

На самолете Як-18Т стояночное торможение осуществляется с помощью пружинного устройства. Механизм состоит из упора и пружины, закрепленных на специальной втулке, приваренной к каркасу штурвала. В нерабочем положении упор отжат вниз пружиной и тормозной рычаг может свободно перемещаться в прорези каркаса левого штурвала. Для осуществления стояночного торможения после нажатия на тормозной рычаг необходимо снизу нажать на упор и, преодолев усилие пружины, вдвинуть стержень упора в прорезь каркаса штурвала. Стержень упора препятствует освобожденному тормозному рычагу вернуться в исходное положение. Конусная гайка, войдя в соприкосновение с тормозным рычагом, не даст возможности пружине отжать упор вниз. Стояночное торможение эффективно в течение 48 ч.

8.4 ШАССИ

Шасси самолета с жидкостно-газовой амортизацией выполнено по трехколесной схеме, убирается в полете и состоит из передней и двух главных опор.

Передняя опора шасси установлена в носовой части фюзеляжа и убирается в полете в фюзеляж назад по потоку. В убранном положении опора удерживается механическим замком, в выпущенном — шариковым замком цилиндра-подъемника и складывающимся подкосом. Колесо передней опоры шасси нетормозное, свободно ориентирующееся и может разворачиваться влево и вправо от нейтрального положения на угол ±52° +3°.

Главные опоры шасси установлены в центроплане и убираются к оси самолета вдоль размаха крыла. В убранном положении каждая главная опора удерживается механическим замком, в выпущенном — шариковым замком цилиндра-подъемника и складывающимся подкосом. Колеса главных опор шасси—тормозные. В убранном положении ниши шасси частично закрываются щитками.

Уборка и выпуск шасси, а также торможение колес производятся от основной и аварийной воздушных систем самолета. Управление положением шасси производится рукояткой крана шасси, расположенной на нижнем левом пульте приборной доски.

Аварийный выпуск шасси производится поворотом крана аварийной системы против часовой стрелки. При этом кран управления уборкой и выпуском шасси должен находиться в нейтральном положении, а после выпуска шасси переведен в положение "Выпущено". Для контроля за положением шасси на самолете установлена световая и механическая сигнализация.

Уборка и выпуск шасси для исключения резких ударов производятся с противодавлением, т. е. при уборке рукоятка крана шасси ставится сначала в положение "ВЫП.", а затем, минуя положение "НЕЙТР.", в положение "УБР".; при выпуске - сначала в положение "УБР"., а затем - в положение "ВЫП".

Рис 8.4.1 Схема шасси

8.5 СИСТЕМА ОТОПЛЕНИЯ И ВЕНТИЛЯЦИИ КАБИНЫ

8.5.1 СИСТЕМА ОТОПЛЕНИЯ

На самолете установлена воздушная система отопления кабины экипажа. Кроме того, теплый воздух обогревает переднее лобовое стекло фонаря , что предохраняет стекло от обледенения и запотевания.

Система обогрева состоит из двух теплообменников с патрубками и заслонками, расположенных на выхлопном коллекторе двигателя, гибких рукавов, трубопроводов и двух рукояток с тягами управления заслонками.

Теплообменник является секцией выхлопного коллектора и представляет собой кольцевую полость, образованную выхлопной трубой цилиндра и кожухом, приваренным к выхлопной трубе. К нижнему окну теплообменника приваривается патрубок, к которому подводится холодной воздух. К верхнему окну теплообменника крепится патрубок с заслонкой, к которому подсоединяется гибкий рукав отвода горячего воздуха в кабину самолета. В нижней части патрубка выполнено окно, через которое горячий воздух выбрасывается в атмосферу при выключенном обогреве. Трубопроводы системы отопления, размещенные в кабине, имеют теплоизоляцию и облицованы водонепроницаемой тканью.

Рукоятки управления заслонками расположены на пульте летчика и имеют два рабочих положения:

- «включено» - рукоятка полностью «на себя»;

- «выключено» - рукоятка полностью «от себя».

Рукоятки полужесткими тягами (трос и медная направляющая труба) соединяется с заслонками патрубков теплообменников. От воздухозаборника, расположенного на входе в капот двигателя, воздух под действием скоростного налора поступает в полость теплообменника, где омывая внешнюю стенку выхлопной трубы двигателя, нагревается и поступает в патрубок с заслонкой.

При положении рукоятки «обогрев выключен» горячий воздух через окно патрубка выбрасывается в атмосферу. При положении рукоятки «обогрев включен» заслонка перекрывает окно патрубка и горячий воздух от левого обогревателя поступает в кабину экипажа в ноги летчика и на обдув лобового стекла. От правого теплообменника воздух поступает в пассажирский салон

В распределителе выполнена профилированная щель на длину стекла, что обеспечивает равномерное распределение горячего воздуха по внутренней поверхности стекла.

Рис 8.5.1 Система обогрева кабины
1 - воздухозаборник; 2 - отопитель кабины с заслонкой; 3 - выхлопной коллектор; 4 - гибкий рукав; 5 - трубопроводы обогрева; б - тяга управления заслонкой; 7 - рычаги управления заслонками на среднем пульте летчика; 8 - распределитель; 9 - патрубок подачи теплого воздуха к ногам летчика; 10 - патрубок подачи теплого воздуха в салон.

8.5.2 СИСТЕМА ВЕНТИЛЯЦИИ

Система вентиляции обеспечивает наддув кабины экипажа свежим воздухом под действием скоростного напора. Состоит из подвижного воздухозаборника, на внешней стороне среднего переплета каркаса фонаря и двух вентиляторов на левом и правом бортах фюзеляжа.

Управление верхним воздухозаборником производится ручкой с надписью «вентиляция», размещенной вверху кабины на среднем переплете каркаса фонаря. Для включения вентиляции необходимо ручку вращать «влево» по стрелке, при этом воздухозаборник открывается и воздух под действием скоростного напора поступает в кабину экипажа. Количество поступаемого свежего воздуха в кабину зависит от степени открытия воздухозаборника. Для выключения вентиляции ручку вращать «вправо» против направления стрелки, при этом воздухозаборник плотно прилегает к поверхности переплета и доступ свежего воздуха в. кабину экипажа прекращается.

По правому и левому борту фюзеляжа (по шпангоуту 2) устанавливаются вентиляторы, обеспечивающие дополнительную вентиляцию кабины экипажа в полете. Вентилятор дает возможность производить регулировку количества и направления воздуха поступающего в кабину экипажа.

На корпус устанавливается крышка, изготовленная из полиэтилена, и удерживается с помощью кольцевого буртика, выполненного на корпусе. В крышке выполнены ребра, под углом 45°, которые обеспечивают изменение направления потока воздуха в кабине при включенном вентиляторе.

Крышка вращается на корпусе от руки, что дает возможность регулировать направления поступающего воздушного потока. Включение вентилятора и регулировка подачи воздуха в кабину экипажа производится с помощью ручки, находящейся на корпусе вентилятора.

Рис. 8.5.2 Вентилятор
1 - заборник воздуха;

2 - корпус;

3 - заслонка;

4 - крышка корпуса;

5 - ручка управления заслонкой;

6 - муфта заслонки;

7 - пружина.

8.6 ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ

Самолет Як-18Т оборудован системой электроснабжения постоянного тока напряжением 28в. Источниками системы являются генератор постоянного тока ГСР-ЗОООМ и аккумуляторная батарея 12АСАМ-28 .

Электрическая сеть постоянного тока выполнена по однопроводной схеме с подсоединением на корпус самолета минусовых проводов от источников и потребителей электроэнергии. Передача электроэнергии от источников питания к потребителям производится через шину электрощитка питания.

Потребители имеют индивидуальную защиту, в качестве которой применены автоматы защиты сети АЗРГК или предохранители ИП, ПМ. Все автоматы защиты сети, одновременно выполняющие функции выключателей, установлены на приборной доске кабины. Остальная коммутационная аппаратура установлена в щитке питания и щитке реле.

Для питания потребителей напряжением 28 В во время запуска двигателя, проверки и отладки на земле в аэродромных условиях на самолете установлен разъем аэродромного питания ШРАП-500К. Работа системы электроснабжения контролируется с помощью вольтамперметра ВА-3, установленного на приборной доске.

8.6.1 ОСНОВНЫЕ АГРЕГАТЫ СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЯ
Генератор ГСР-ЗОООМ 4 сер предназначен для питания бортсети постоянным током, устанавливается на двигателе. Генератор работает в комплекте со следующей аппаратурой:

Максимальный допустимый ток нагрузки

при работе без продува в течение 15 мин., А................30

при скорости вращения 4000 об/мин и

напряжении 28,5 В отдаваемый ток, А,.................не менее 30

Номинальный режим работы..................................продолжительный

Масса генератора, кг, не более...........................................11,6
Генератор представляет собой одноякорную шунтовую электрическую машину постоянного тока с четырьмя основными и четырьмя дополнительными полюсами. Генератор состоит из следующих основных узлов: корпуса с полюсами и обмотками, якоря с коллектором, коллекторного щита и вентиляционного патрубка.

Охлаждение генератора осуществляется путем продува через него забортного воздуха. Охлаждающий воздух входит через патрубок, установленный на торце коллекторного щита генератора. Войдя в генератор, воздух омывает коллектор, тело якоря, полюса и проходит по внутренним вентиляционным каналам коллектора и пакета якоря. Воздух выходит через окна в корпусе генератора, расположенные со стороны крепежного фланца. Генератор имеет левое вращение, если смотреть со стороны привода генератора.

Регулирующие устройства

Для увеличения надежности снабжения потребителей электроэнергии установленные на самолете источники электропитания - генератор и аккумулятор -соединены между собой параллельно. При таком подключении напряжение генератора во время полета должно поддерживаться постоянным и быть несколько выше напряжения аккумулятора, чтобы питание всех потребителей осуществлялось от генератора и в то же время происходила подзарядка аккумулятора

При понижении напряжения генератора вследствие уменьшения частоты вращения вала двигателя (планирование, руление и т. п.) генератор должен автоматически отключаться от бортовой сети, в противном случае пойдет обратный ток, т. е. ток от аккумулятора к генератору.

Обеспечение указанных условий требует установки дополнительных электрических устройств, при помощи которых можно поддерживать на определенном уровне напряжение генератора, автоматически подключать и отключать его от бортовой сети самолета.

На самолете Як-18Т такими регулирующими устройствами являются угольный регулятор напряжения Р-27, дифференциальное минимальное реле ДМР-200Д, автомат защиты АЗП-А2, трансформатор ТС-9М-2.

Угольный регулятор напряжения Р-27 (рис. 8.6.5) предназначен для автоматического поддержания стабильного напряжения генератора при изменении частоты вращения и нагрузки. Он установлен в переднем отсеке оборудования между шпангоутами № 0 и 1. В комплект регулятора напряжения входят: собственно регулятор с кронштейном, контактно-клеммовая панель, выносное переменное сопротивление ВС-25А, конденсатор КБМ-31.

Дифференциально-минимальное реле ДМР-200Д предназначено для подключения генератора к бортовой сети самолета, когда напряжение генератора превышает напряжение аккумулятора на 0,3 - 0,7 В при правильной полярности генератора; отключения генератора от сети при обратном токе 15 - 25 А; отключения генератора при обрыве провода в генераторной линии; сигнализации отказа генератора. Реле ДМР-200Д установлено в электрощитке питания под правым, задним сиденьем.

Обратный ток отключения реле, А........15—25

Превышение напряжения генератора под напряжением сети, при котором срабатывает реле, В 0,3—0,7

Автомат защиты АЗП-А2 предназначен для защиты самолетной сети постоянного тока от аварийного повышения напряжения, связанного с отказом угольного регулятора напряжения Р-27. Автомат АЗП-А2 установлен в отсеке оборудования между шпангоутами No О и 1. Он работает совместно с регулятором напряжения Р-27 и дифференциальным минимальным реле ДМР-2 О ОД.

Аккумуляторная батарея 12АСАМ-28 (12 - число элементов, 28 - емкость в ампер-часах) служит дополнительным источником электрической энергии на самолете. Кроме того, аккумулятор служит для запуска двигателя и питания бортовой сети в случае отказа генератора и для работы в полете в буферном режиме с генератором. Аккумуляторная батарея установлена в центроплане справа

Аккумуляторная батарея состоит из 12 последовательно соединенных между собой аккумуляторо в, собранных в эбонитовом двенадцатикамерном моноблоке. Каждый аккумулятор батареи состоит из 8 положительных и 7 отрицательных пластин одинакового размера.

Пластины одной полярности спаяны между собой параллельно за специальные приливы - ушки с выводным штырем (борном) и образуют полублок аккумулятора. Два полублока из пластин разной полярности, вставленные один в другой так, чтобы полярность пластин чередовалась, образуют блок.

Крайними пластинами в блоке являются положительные пластины, благодаря чему количество положительных пластин в блоке превышает количество отрицательных пластин на одну пластину. Сделано это для того, чтобы увеличить общее количество рабочего электролита в порах активных масс пластин всего аккумулятора во время эксплуатации батарей, так как объемная пористость положительных пластин выше, чем отрицательных.

Пластины аккумуляторов представляют собой тонкие решетки, отлитые из сплава свинца и сурьмы. Ячейки решеток заполнены активной массой.

Толщина отрицательных и положительных пластин - 1 мм.

Каждый аккумулятор в батарее во время эксплуатации закрывается специальной рабочей клапанной пробкой с клапаном в виде резинового кольца. Вентиляционная пробка оттарирована на перепад давления в пределах 0,2-0,5 атм. Применение таких клапанных пробок предохраняет аккумуляторы от испарения электролита из иор пластин и сепарации во время перерывов в работе аккумуляторной батареи и значительно снижает испарение электролита при работе аккумуляторной батареи на самолете, и предохраняет от попадания воздуха внутрь аккумуляторов.

Рис. 8.6.7 Батарея 12-АСАМ-28
1 - моноблок; 2 - прокладка укупорочная; 3 - карбинольный клей; 4 - крышка аккумуляторная; 5 - крышка батарейная; 6 - шайба под пробку; 7 - пробка вентиляционная с клапаном; 8 - болт откидной армированный; 9 - стержень; 10 - блок электродов; 11 - шуруп; 12 - вывод; 13 - шайба; 14 - гайка; 15 - перемычка; 16 - гайка; 17 - шайба; 18 - вывод; 19 - прокладка под вывод; 20 - ручка.

Штепсельный разъем ШРАП-500К предназначен для включения в электрическую сеть самолета аэродромного источника питания при запуске двигателя и проведении наземных работ по техническому обслуживанию самолета.

Штепсельный разъем имеет три контактных пары, две из которых силовые, а одна — вспомогательная, предназначенная для переключения питания с бортсети самолета на аэродромное.

Для контроля включения наземных источников питания около штепсельного разъема установлена сигнальная лампа АЭРОДРОМНОЕ ПИТАНИЕ.

Разъем расположен между шпангоутами 12 и 13, на левом борту.

Вольтамперметр ВА-3 служит для измерения напряжения бортовой сети и зарядного и разрядного токов аккумулятора. Он представляет собой прибор магнитоэлектрической системы. На лицевой части имеется кнопка, при нажатии на которую прибор подключается параллельно к сети и служит для измерения напряжения. При отпущенной кнопке прибор включен последовательно в сеть и служит для измерения тока.

Для измерения напряжения имеется внутренняя шкала с градуировкой от 0 до 30 В, цена деления 2,5 В. Зарядный ток аккумулятора измеряется по внешней шкале вправо от 0 до 120 А.

Погрешность амперметра при температуре 20° С не более +2,2% от суммы номинальных значений шкалы, для вольтметра - не более 2%.

Рис. 8.6.8 Шкала вольтамперметра ВА-3

8.6.2 РАБОТА ЭЛЕКТРОСИСТЕМЫ

Электросхема источников постоянного тока осуществляет включение и параллельную работу генератора и аккумуляторной батареи, подключение источников питания к бортсети самолета.

Включение аэродромного источника питания

При подключении к разъему ШРАП-500К аэродромного источника питания загорается сигнальная лампа «АЭРОДРОМНОЕ ПИТАНИЕ», установленная рядом с разъемом, срабатывает реле, которое размыкает цепь включения генератора.

При установке переключателя «АККУМ.-АЭР. ПИТ.» в положение «АЭР. ПИТ.» напряжение от аэродромного источника питания поступает на шины электрощитка питания и приборной доски.

Для отключения аэродромного источника питания от бортсети необходимо выключить все потребители, установить переключатель «АККУМ.-АЭР. ПИТ.» в положение «ВЫКЛ.» и отсоединить вилку разъема источника аэродромного питания от разъема ШРАП-500К.

Одновременное включение аэродромного питания и бортовых источников на самолете невозможно.

Включение бортовой аккумуляторной батареи

Для подключения бортовой аккумуляторной батареи необходимо установить переключатель «АККУМ.-АЭР. ПИТ.» в положение «АККУМ».

После подключения аккумуляторных батарей к бортсети самолета на приборной доске загорается сигнальное табло «ОТКАЗ ГЕНЕРАТОРА".

Включение генератора ГСР-ЗОООМ

Генератор подключается к бортсети самолета с помощью выключателя «ГЕНЕР». Подключение генератора возможно только при отключенном разъеме ШРАП-500К аэродромного источника питания.

Параллельная работа источников постоянного тока

Генератор и аккумуляторные батареи работают параллельно на общую сеть. Для обеспечения параллельной работы служит следующая аппаратура угольный регулятор Р-25АМ, трансформатор ТС-9М-2 и дифференциальное минимальное реле ДМР-200Д. Генератор подключается, когда его напряжение превысит напряжение в бортссти.

Аварийное отключение генератора

Для защиты самолетной сети постоянного тока от аварийного повышения напряжения, связанного с перевозбуждением генератора, установлен автомат защиты от перенапряжения АЗП-А2.

Дифференциальное минимальное реле ДМР-200Д, кроме подключения генератора к бортсети, производит также отключение генератора при обратном токе 10—25а и при обрыве генераторной линии электропитания.

содержание .. 4 5 6 7 ..