9. Конкретная авиационная техника и эксплуатационная аэродромная практика

1. Силовая установка самолета. Технические данные. Принцип устройства и конструкция авиадвигателя. Системы регулирования параметров и управления двигателями.

Ответ:

На самолётах ТУ 154-М в хвостовой части фюзеляжа установленны три турбореактивных двигателя НК-8-2у. Двигатели 1 и 3 размещены в легкосъемных гондолах, двигатель два внутри фюзеряжа. Рычаги управления двигателями расположенны на пульте пилотов и на пульте бор.инженера. Двигатели 1 и 3 имеют реверсивное устройстово, которое включается специальными рычагами.

Запуск двигателя на земле осуществляется воздушным стартёром, который приводится в действие сжаты воздухом под давлением 3.8 кгс\см2. Истичниками сжатого воздуха являются;

Аэродромная установка воздушного запуска:

ВСУ;

Работающий двигатель НК-8-2у.

Запуск двигателя в воздухе осуществляется за счёт авторотации. Агрегаты системы запуска питаются от сети постоянного тока. Панель запуска и контроля режимов работы двигателй установленны на пудьте б\и.

В состав системы входят:

Панель автоматического запуска двигателей ПДА-154(потолок 65 шп.)

• Тахогенератор ТГ-6Т, который выдаёт сигналы пропорциональные частоте вращения ротора двигателя.

• Импульсатор И-2, для импульсного включения клапана пускового топлива.

• Панель запуска двигателей

• Воздушный турбостартёр.

• Агрегат зажигания КНИС-222

• Воспламенители

• Электромагнитный клапан пускового топлива.

• Электромагнитный клапан останова(рабочего топлива)

Подробное описание про различные режимы работы, виды запуска СУ находятся в книге Генделевича на странице 268 (для Ту 154). Но более подробную информацию можно взять из тех.документации на конкретный тип ВС)

2. Система электроснабжения самолета (200 В. 400 Гц). Параметры, состав, электрическая сеть, размещение блоков (элементов) на борту, работа электрических схем регулирования и защиты, правила включения и управления системой, аэродромное питание. Система электроснабжения от ВСУ.

Все подробно описано в электронном учебнике Тимофеева Ю.М. по ТУ-154, читать тему Первичная СЭС

Для ИЛ 86 все подробно в Тех. Эксплуатации описанно.

3. Системы электроснабжения 115 В и 36 В 400 Гц. Параметры, состав, электрическая сеть, Размещение блоков (элементов) на борту, работа электрических схем регулирования и защиты. Правила включения и управления системой.

(Генделевич – Электротехническое оборудование ТУ-154, стр.40)

4. Система электроснабжения постоянного тока. Параметры, состав, электрическая сеть, размещение блоков (элементов) на борту, работа электрических схем регулирования и защиты, правила включения и управления системой.

Система постоянного тока предназначена для питания потребителей электроэнергией постоянным током напряжением 27В .

Система электроснабжения постоянным током состоит из источников электроэнергии, распределительной сети и приборов контроля и управления.

Источником электроэнергии постоянного тока являются три выпрямительных устройства ВУ-6А, одно из них является резервным , и четыре аккумуляторных батареи 20НКБ-25.

5. Приборы контроля работы авиадвигателей. Состав, принципы работы и схемы приборов КРД, размещение на самолете, контроль работоспособности, потребители информации.

Посадкой самолёта называется заключительный этап полёта, начинающийся от начала этапа посадки (для полётов по правилам полётов по приборам (ППП) - это момент входа самолёта в глиссаду, для визуальных правил полётов (ПВП) - точки на последней прямой) и заканчивающийся в момент остановки самолёта на посадочной полосе или в момент её освобождения.

Посадка состоит из двух участков: снижения по глиссаде (или по посадочной прямой при полётах по ПВП) и собственно посадки, начинающейся с высоты 50 футов (15 м), на которой начинается выравнивание самолёта, касание посадочной полосы и пробега по ней до момента полной остановки самолёта.

Возможны два способа реализации траектории выравнивания: по жесткой программе, когда траектория формируется по отношению к ВПП с помощью специальных наземных средств (по аналогии с глиссадой), и по гибкой корректируемой программе, когда траектория формируется бортовыми средствами и жестко с ВПП не связана.

В первом способе бортовые средства должны измерять отклонение реальной траектории полета от заданной по жесткой программе наземными средствами. Создание таких наземных и бортовых средств – сложная задача. В то же время при отклонении самолета от траектории выравнивания под действием внешних возмущений устранить это отклонение практически невозможно, так как время переходного процесса стабилизации самолета на заданной траектории соизмеримо с временем выравнивания. Поэтому в современных системах посадки самолетов чаще применяется второй способ реализации траектории выравнивания.

При наличии информации о текущем положении самолета относительно некоторой точки на ВПП (высоты полета и дальности до данной точки) может быть осуществлено автоматическое управление посадкой самолета с выводом в заданную точку приземления. Принцип такого управления состоит в следующем. Если в процессе полета произошло отклонение от первоначальной траектории выравнивания, дальнейшее снижение самолета

происходит по новой траектории выравнивания.

Таким образом, задача автоматического управления выравниванием включает в себя выбор способа формирования оптимальной траектории движения самолета, которая при отсутствии внешних возмущений и расчетных начальных условиях обеспечивает приведение самолета в заданную точку касания ВПП. Кроме того, необходимо осуществить выбор средств, обеспечивающих движение самолета по траектории, близкой к расчетной при разбросе начальных условий и действии внешних возмущений.

(Подробнее см. уч. Воробьев, Кузнецов, АУПС)

6. Топливная система самолета. Назначение, состав, характеристики и размещение. Топливная система силовой установки. Работа принципиальной схемы измерения запаса и расхода топлива. Система заправки. Управление топливной системой. Техника безопасности и защита окружающей среды при работе с системой.

7. Противопожарное оборудование. Назначение, зоны защиты, состав и размещение элементов противопожарного оборудования. Работа принципиальных схем сигнализации о пожаре и дыме, схемы управления пожаротушением. Проверка работоспособности системы. Защита окружающей среды.

Учебник генделевича Ту154

Со страницы 143

8. Системы запуска авиадвигателей и ВСУ. Состав, характеристики и размещение. Работа принципиальных схем запуска основной и вспомогательной силовых установок. Прядок запуска, контроль работоспособности систем. Техника безопасности и охрана окружающей среды.

(Генделевич Ту-154м, глава 9, страница 268)

Система запуска САУЗ-154 предназначена для запуска двигателя на земле, для холодной прокрутки, ложного запуска, останова двигателя, запуска в полете.

В состав системы входят:

- панель автомат запуска двигателей ПДА-154 – одна для трех двигателей, обеспечивает автомат управление запуском двигателей по времени и по частоте вращения, установлена на потолке в районе шп. №65

- тахогенератор ТГ-6Т, который выдает сигналы, пропорциональные частоте вращения ротора двигателя; имеется по одному ТГ на двигателе.

- импульсатор И—2 для импульсного включения клапана пускового топлива

- панель запуска двигателей, установленная на пульте бортинженера, на ней расположена следующая электроарматура:

Выключатель ВГ-15К «запуск-выкл» 5;

Выключатель ВК-15К «запуск-холодная прокрутка»;

Выключатель ВК-15К «обогрев запального устройства-выкл»

Переключатель ПЗПНГ-15К «1 двиг. – 2 двиг. – 3двиг.» выбора запускаемого двигателя;

Кнопка КНР («запуск») запуска на земле;

Кнопка КНЗ «прекращение запуска»

- воздушный турбостартер…..

- агрегат зажигания КНИС-222 с двумя свечами поверхностного разряда СПН-43Т

- воспламенители….

- электромагнитный клапан пускового топлива МКТ-212

- электромагнитный клапан останова (рабочего топлива) МКТ-4-2.

Система запуска вспомогательной силовой установки ТА-6А серии 2М – ВСУ.

ВСУ предназначена для питания самолетных систем горячим сжатым воздухом и электроэнергией переменного тока на аэродромах, расположенных на высоте до 3000м над уровнем моря при отсутствии наземных источников питания.

9. Система управления режимами работы авиадвигателей. Назначение, состав и размещение. Принцип работы электрической и функциональной схем электронной системы управления двигателями (ЭСУД) и системы управления" реверсом тяги. Контроль работоспособности.

Система управления режимами работы авиадвигателей.

Система управления режимами работы двигателя обеспечивает:

• Изменение величины прямой тяги двигателей в диапазоне режимов работы от малого газа до взлетного.

• Включения реверса тяги двигателей и изменения величины обратной тяги в диапазоне режимов от малого газа до максимальной обратной тяги

Система управления двигателем включает в себя:

• Механизмы управления двигателями с РУД, РУР и рычагами стопорения.

• Основную проводку управления от центрального пульта пилотов до узла соединения с проводкой на двигателях;

• Связующую тросовую проводку, соединяющую механизм управления двигателями на пульте бортинженера с механизмом управления двигателями на центральном пульте пилотов;

• Проводку на двигателях от узла соединения с самолетной проводкой до исполнительных элементов на двигателях (см. РЭ двигателя НК-86).

Кроме того, к системе управления относятся:

• Исполнительный механизм автомата тяги (ИМАТ), обеспечивающий автоматическое управление двигателями от САУ (см. 76.14.00);

• Механизм концевых выключателей, подающий электрические сигналы в цепи автоматического управления, сигнализации и регистрации режимов полета (см. 76.15.00).

Управление прямой и обратной тягой. Управление прямой тягой (рис.2.3.1) осуществляется при помощи рычагов управления двигателями (РУД), установленных на центральном пульте пилотов и пульте бортинженера и кинематически связанных между собой. РУД позволяют вручную задавать режим работы каждого двигателя от режима малого газа до взлетного режима. РУД посредством механической системы связан с кулачком настройки регулятора оборотов ротора ВД автомата дозировки топлива АДТ. При перемещении РУД происходит перенастройка регулятора оборотов, вследствие чего изменяется доза топлива, поступающего в двигатель, и режим работы двигателя. В установившемся полете РУД фиксируется рычагом стопорения.

При выдерживании заданной скорости в режиме автоматического управления полетом предусмотрено использование автомата тяги, связанного с РУД через исполнительный механизм автомата тяги ИМАТ и получающего командные сигналы на их перемещение от САУ.

При включении автомата тяги и застопоренных РУД на приборной доске пилотов загорается желтое табло РАССТОП РУД.

Контроль за величиной прямой тяги (режимом) двигателя осуществляется при помощи указателя частоты вращения ротора двигателя и указателя положения РУД, установленных на рабочих местах пилотов и бортинженера.

Система реверсирования тяги предназначена для сокращения длины пробега самолета при посадке и в случае прерванного взлета. Управление обратной тягой осуществляется при помощи рычага управления реверсом (РУР), шарнирно установленного на РУД центрального пульта пилотов.

При перемещении РУР от исходного нижнего положения вверх включается в работу агрегат управления реверсом АУР, который с помощью золотников 14 и 17 открывает доступ давления воздуха в пневмопровод 19. При этом штоком золотника 17 открывается замок 18 створок реверса РС. В результате РС переводятся в рабочее положение. При этом отклоняющие створки перекрывают газовоздушный тракт и окрывают два диаметрально противоположных окна с отклоняющими решетками. Газы, истекающие из отклоняющих решеток, создают обратную тягу двигателя. Загорается зеленое табло “РЕВЕРС ВКЛЮЧЕН”. При дальнейшем перемещении РУР вверх АДТ увеличивает подачу топлива в двигатель, возрастает обратная тяга.

При переводе РУР обратно в положение РЕВЕРС ВЫКЛЮЧЕН створки РС закрываются. При этом табло РЕВЕРС ВКЛЮЧЕН гаснет, а ЗАМОК РЕВ ОТКР загорается и горит до тех пор, пока РС не встанут на замок, размыкая контакты микровыключателя замка. Электрическая схема и расположение элементов сигнализации реверса показаны на рис.2.3.2.

Для предупреждения возможности включения реверса в случае обрыва троса

у правления двигателем в полете в АУР установлен электропневмоклапан 16. На режиме

прямой тяги контакты микровыключателя 8 разомкнуты и пневмоклапан стопорит возможность поворота валика 13 АУР, не допуская поворота РС. Лишь при установке РУР в положение РЕВЕРС микровыключатель 8 подает напряжение на электроклапан 16, который включает АУР.

Электронная система управления авидвигателем ЭСУД-86. ЭСУД выполняет следующие функции:

1. Автоматически поддерживает запрограммированную частоту вращения РНД в зависимости от текущих значений статического давления Рс и температуры воздуха t_вх на входе в двигатель. При этом частота вращения РНД будет ограничена значением 91-97%.

2. Автоматически ограничивает осредненную по термопарам температуру выходящих газов, замеряемую за турбиной двигателя; при этом регулятор имеет три уровня настройки:

• настройка запуска Тз = (450-525)10С; для защиты двигателя от перегрева при запуске;

• настройка взлетного режима Тв = (540-705) С – ограничивает предельную температуру выходящих газов при работе на всех режимах до высоты Н = 3000 м;

• настройка номинального режима Тн = (465-615) С – ограничивает предельную температуру газов на всех режимах работы двигателя от малого до номинального при полете на высотах более 3000 м; эта настройка используется также при включении реверса на земле и после перевода РУР в положение прямой тяги для защиты двигателя от перегрева. Температура настроек взлетного и номинального режимов индивидуальна для каждого двигателя и указана в его формуляре.

На самолете установлено четыре комплекта ЭСУД. В состав каждого комплекта входят (рис.2.2.3):

• Э лектронный преобразователь ЭП-664 (56/651, 56/652, 56/653, 56/654). Каждый

из четырех ЭП установлен на монтажной раме РМ-163 (53/651, 53/652, 53/653, 53/654). Размещены ЭП с РМ-163 на верхних полках отсека 35 между шп.29-30 по два блока на левом и правом бортах. В ЭП-664 выделяются два канала: электронный регулятор оборотов – ЭРО и регулятор средней температуры – РСТ.

• Четыре термопары Т-93 (17/656, 18/656, 19/656, 20/656), установленные на двигателе (здесь номера 17, 18, 19, 20 относятся к номерам комплекта соответствующего авиадвигателя. Например, 17/656 относится к комплекту из 4-х термопар двигателя № 1).

• Датчик частоты вращения РНД ДЧВ-2500 или ДС-41 (72/651 – 72/654). Установлен внутри кока на крышке передней опоры ротора.

• Датчик температуры воздуха П-98А на входе в двигатель. Установлен на входе в двигатель слева (75/651 – 75/654).

• Электромагнитные клапаны управления топливом, установленные в АДТ-86:

• А46 МКТ-158 (60/651 – 60/654);

• А45 МКТ-159 (61/651 – 61/654);

• А25 МКТ-165 (65/651 – 65/654 – клапан останова двигателя;

• А50 МКТ-165 (59/651 – 59/654) – клапан гидроупора, ограничивает возможность уменьшения подачи топлива при взлете;

• МКТ-138ТВ (64/651 – 64/654) – электромеханизм стоп-крана.

• Датчики статического давления воздуха ИКД-27ДА-400-830М. Устанавливаются на самолетах с номера 03024. Всего на самолете три таких датчика, которые работают на все четыре двигателя (71/651, 71/652, 71/654). Установлены в носовом техотсеке на верхней полке между шп.9-10.

• Выключатель ЭСУД (94/651 – 94/654), расположен у бортинженера на бытовой панели “265”.

• Переключатель ППНГ-15К проверки исправности РСТ (16/651 – 16/654) на панели “262”.

• Кнопка КНР проверки исправности ЭРО (21/651 – 21/654) на панели 262.

• Лампа сигнализации ГОРИТ-СИСТЕМА ИСПРАВНА (26/651 – 26/654) с номерами 1, 2, 3, 4 (по номеру двигателя).

• Табло ОСТАНОВ ПО ПЕРЕГРЕВУ (30/651 – 30/654) на панели 283.

• Табло СТОП-КРАН ЗАКРЫТ (31/651 – 31/654) на панели 265 СКВ.

• Табло ГОРИТ-ЭСУД НЕ РАБОТАЕТ (95/651 – 95/654) на бытовой панели 265 с номерами 1, 2, 3, 4. ЭСУД выдает в МСРП сигналы ОСТАНОВ ПО ПЕРЕГРЕВУ, ЭСУД НЕ РАБОТАЕТ, НОМИНАЛЬНЫЙ РЕЖИМ В ПОЛЕТЕ.

В ЭП-664 поступают сигналы:

• САМОУДЕРЖАНИЕ – с концевого выключателя стоп-крана АДТ-86;

• ОСТАНОВ – от КВ стоп-крана АДТ – для включения настройки защиты двигателя от перегрева при запуске;

• СТОЙКА ШАССИ ОБЖАТА – от концевого выключателя на стойке шасси. Сигнал используется для включения настройки реверса (защиты двигателя от перегрева при включенном реверсе после перевода РУД в положение прямой тяги), а также для проверки исправности ЭСУД с помощью встроенного контроля, для проверки гидроупора;

• РЕВЕРС ВКЛЮЧЕН – от КВ РУР;

• ВCЕ ДВИГАТЕЛИ РАБОТАЮТ;

• РНА В ПУСКОВОМ ПОЛОЖЕНИИ.

На передней панели ЭП-664 есть два контрольных разъема: 664-К и 664-КПА,

термокомпенсационный разъем ТЭДС, резисторы для настройки частот вращения РНД “n₁”, “n₂”, “n₃” и соответствующих температур газов “Тн”, “Тв”, “Тз”.

ЭСУД питается от бортсетей постоянного тока +27 В и переменного тока 115 В. Система работает совместно с гидравлическим регулятором частоты вращения агрегата АДТ-86 с соответствующими электроклапанами.

Работа ЭРО. Программа работы, обеспечиваемая ЭРО, соответствует соотношению:

n_нд=В+1170Р_н+(19,47-10,95Р_н)Т^*₁-С(0,98-Р_н)/0,265 ≤ n_ндmax (2.2.1).

Здесь В=1675-2075 – величина, определяющая диапазон одновременной регулировки земной n_НДЗЕМ и высотной n_НДВЫС настроек ЭРО;

Рн – текущее значение абсолютного давления воздуха (диапазон 0,715-0,980 атм);

Т₁* - температура заторможенного воздуха на входе в двигатель (213-323)К;

С=0-300 об/мин, определяет диапазон регулировки (установки) разности между n_НДЗЕМ и n_НДВЫС;

n_НДМАХ = 5600-6000 об/мин – уровень настройки n_{МАХ РНД}.

В ЭРО имеется контрольная настройка, связанная с уровнем максимальной частоты вращения соотношением:

n_контр =(n_{нд max} –900 )об/мин

Шлицы под отвертку регулировочных потенциометров в ЭП-664 выведены на лицевую панель блока и имеют следующие обозначения и назначения:

• n₁ – для установки значения коэффициента “В” в пределах 1675-2075 об/мин;

• n₂ – для установки значения коэффициента “С” в пределах от 0 до 300 об/мин;

• n₃ – для установки максимального значения частоты вращения РНД в диапазоне 5600-6000 об/мин;

• Т₃ – для установки ограничиваемой температуры газов при запуске в пределах 375-525С;

• Т_В – для задания температуры газов взлетном режиме в диапазоне 540-705С;

• Т_Н – для задания температуры газов на номинальном режиме в пределах 465-615 С.

Структурная схема ЭСУД-86 приведена на рис.2.2.4.. В формирователе программы регулирования формируется сигнал, соответствующий формуле (2.2.1). Этот сигнал корректируется по давлению РН и температуре наружного воздуха ТНВ, поступающих от ИКД-27 и П98А соответственно.

Сигнал от ИКД-27 усиливается и поступает на кворум-элемент, куда поступают подобные же сигналы от двух других ИКД. Среднее значение сигнала U_ср из кворум-элемента поступает в блок коррекции n_РНД и на пороговое устройство.

П ороговое устройство выдает сигнал при достижении высоты полета Н3 км. Этот сигнал вводится в схему формирования настройки канала регулирования средней температуры газов РСТ, обеспечивая автоматическое переключение настройки взлетного режима на номинальный режим. В формирователь программы регулирования n_РНД поступает также сигнал о текущем значении частоты вращения n_РНД от датчика ДЧВ-2500 (или ДС-41) через преобразователь частоты. Такой же сигнал вводится и в формирователь сигналов

n3000 об/мин и n4500 об/мин, которые используются при формировании настроек РСТ (через МКТ-165), а также в схеме устройства автоконтроля для формирования сигнала ЭСУД НЕ РАБОТАЕТ.

Примечание. Сигнал n4500 об/мин вводится на случай, если откажет цепь n3000 об/мин.

В блоке формирователя программы n_РНД сравнивается программное значение n_РНД с текущим n_РНД. Разность n_РНД усиливается и на диодной схеме сравнивается с сигналом канала РСТ (U = f1(Т_С). С помощью диодов выбирается из двух тот сигнал, который больше. Он через схему выбора поступает на МКТ-158 или на МКТ-159 автомата АДТ-86. В результате изменяется подача топлива в двигатель, устанавливая заданные значения n_РНД и температуры Т газов.

Работа РСТ. Регулятор средней температуры выдает электрический сигнал Т как разность текущей температуры газов (от датчика ТС-93) и одной из трех настроек. Эти настройки формируются в РСТ:

Т_З – при закрытии стоп-крана и частоте вращения n_РНД<49%, т.е. при n_РНД<3000 об/мин, выключается настройка Т_З при n_РНД49%;

Т_В – после запуска двигателя и до Н3000 м;

Т_Н – при Н3000 м и при всех работающих двигателях, а также при включении реверса тяги (на земле, когда обжаты шасси).

Информация о температуре ТВГ выдается от батареи из 8 термопар (Т-93).

Защита от перегрева при включении реверса включается при постановке РУР в положение обратной тяги и обжатой стойке шасси. Эта защита продолжает действовать и после перевода РУР в положение прямой тяги вплоть до выключения двигателя.

Сигнал ОСТАНОВ поступает в ЭСУД с концевого выключателя стоп-крана и обеспечивает включение настройки запуска Т_З. Сигнал ОБЖАТИЕ ШАССИ поступает от КВ на стойке шасси. Этот сигнал, кроме настройки Т_З, обеспечивает возможность контроля ЭСУД с помощью встроенного контроля.

Если при запуске температура ВГ превышает Т_З, а при включенном реверсе, или после

перевода РУР в положение прямой тяги температура превышает Т_Н, то ЭСУД через 1 с выдает сигнал на закрытие клапана останова МКТ-165. Двигатель выключается, загорается табло ОСТАНОВ ПО ПЕРЕГР. Одновременно загорается ЦСО ПРОВЕРЬ ДВИГАТЕЛИ. Для разблокировки схемы надо перевести вручную стоп-кран на ОСТАНОВ.

Контроль ЭСУД. Для проверки и отладки ЭСУД на работающем и на выключенном двигателе служит прибор ПИ-182, подключаемый к ШР ЭП-664.

Схема автоматического контроля при работе двигателя включает табло ЭСУД НЕ РАБОТАЕТ в случаях: отсутствия питания постоянным током 27 В, обрыва цепи датчика ДЧВ-2500, канал ЭРО выдает сигнал на уменьшение расхода топлива при n_РНД4500 об/мин.

Пульт встроенного наземного контроля ЭСУД расположен на панели 262 контроля у бортинженера. На пульте размещены по четыре переключателя проверки РСТ, кнопки проверки ЭРО, сигнальных ламп.

При постановке переключателя в положение МИНИМУМ проверяются ИКД, ДЧВ, П-98, МКТ-158, МКТ-159, наличие сигнала с КВ обжатия стойки шасси, отсутствие сигнала реверса, включение реле останова двигателя.

При постановке переключателя в положение МАКСИМУМ проверяются Т-93, работоспособность РСТ, защита от перегрева, схема формирования сигнала ЭСУД НЕ РАБОТАЕТ.

При исправной ЭСУД не позже, чем через 5 с после перестановки переключателя в положение МИНИМУМ или МАКСИМУМ должна загореться лампочка ГОРИТ – СИСТЕМА ИСПРАВНА.

Если при работающем двигателе ЭСУД не включена или неисправна, то на щитке ЭСУД горит желтый светосигнализатор.

Предусмотрена проверка ЭРО на работающем двигателе. С целью проверки двигатель выводят на взлетный режим и нажимают кнопку КОНТРОЛЬ ЭРО. При этом обороты РНД должны уменьшиться. При отпускании кнопки обороты восстанавливаются.

10. Системы управления и сигнализации шасси. Структура системы. Электрогидравлическая и электрическая схемы системы уборки и выпуска шасси и их работа. Сигнализация положения шасси. Системы управления тормозами, передним колесом шасси. Охлаждение тормозов колес. Контроль работоспособности системы безопасность ТО.

Ответ. Смотри в документах по Конкретной технике. Константинов ИЛ86 Часть 1. Страницы 115-140

В систему входят:

• система выпуска и уборки шасси,

• система сигнализации положения шасси,

• система торможения колес шасси,

• система измерения температуры и охлаждения тормозов,

• система управления поворотом носовой стойки шасси.

Структура и функции системы. Уборка и выпуск шасси осуществляются: левой главной ноги - от гидросистемы № 1; средней главной и носовой ног - от гидросистемы № 3; правой главной ноги - от гидросистемы № 4 (рис. 5.2.1).

Уборка и выпуск всех ног шасси производится с помощью гидроцилиндров от кнопок УБОРКА и ВЫПУСК, расположенных на панели триммирования и шасси на центральном пульте пилотов.

При невыпуске хотя бы одной ноги применяется аварийный выпуск шасси. При этом гидросистема № 1 является дублирующей для правой главной ноги, а гидросистема № 4 - для левой (давление подается в аварийный гидроцилиндр складывающегося подкоса соответствующей ноги).

Носовая и средняя главная ноги выпускаются под действием собственного веса и встречного потока воздуха. Аварийный выпуск левой и правой главных ног происходит также под действием собственного веса и дожатия давлением, подаваемым в аварийные гидроцилиндры складывающихся подкосов. Носовая и средняя главная ноги убираются вперед по полету, левая и правая главные ноги - поперек продольной оси фюзеляжа.

Электрогидравлическая система управления уборкой-выпуском шасси обеспечивает: необходимую последовательность срабатывания агрегатов (последовательность срабатывания электрогидрокранов обеспечивается автоматически переключением концевых выключателей, механически связанных с элементами конструкции стоек и створок шасси);

-уборку и выпуск шасси;

- блокировку уборки ног при обжатых амортизаторах;

- подтормаживание колес всех ног при уборке шасси;

- возможность уборки шасси при неоконченном цикле выпуска.

Сигнализация положения шасси. Для выдачи информации о положении шасси на самолете имеются электрические указатели положения ног ИП-12-03, зеленые лампы сигнализации выпущенного и желтые лампы сигнализации промежуточного положений ног на светосигнализаторе положения шасси, красные лампы кнопок-ламп выпуска и уборки шасси, желтое световое табло ВЫПУСТИ ШАССИ. Все они напоминают о необходимости выпуска шасси при заходе на посадку.

Сирена, речевая и световая информация. Звучание сирены свидетельствует о том, что при заходе на посадку шасси не выпущено (полностью или частично). Условия срабатывания сирены:

• шасси убрано: скорость полета равна или меньше 400 км/ч, РУД в положении ниже номинального;

• шасси убрано, закрылки выпущены на угол 15° и более.