В.Т.ПАНЧЕНКО, Ю.А.КУЗЬМИН,
И.П.ВАСИЛЬЕВ, П.И.ДЕРКАЧЕНКО

УЧЕБНО-ТРЕНИРОВОЧНЫЙ САМОЛЕТ Л-29

Особенности конструкции и технического обслуживания

МОСКВА
ИЗДАТЕЛЬСТВО ДОСААФ СССР
1981

Рецензент В. В. Сауткин

Настоящее учебное пособие предназначено для курсантов учебных авиационных организаций ДОСААФ, обучающихся полетам на самолетах Л-29.

В пособии рассматриваются основные особенности конструкции самолета Л-29 и двигателя М701, работа наиболее важных систем и агрегатов, а также излагаются основы эксплуатации и технического обслуживания. Значительное внимание уделено возможным неисправностям основных агрегатов, способам их обнаружения и устранения.

Книга может быть полезна летному и инженерно-техническому составу авиации ДОСААФ.

ISВN 5-7030-0375-Х

СОДЕРЖАНИЕ

Учебное издание

В. Т. Панченко, Ю. А. Кузьмин, И. П. Васильев, П. И. Деркаченко

УЧЕБНО-ТРЕНИРОВОЧНЫЙ САМОЛЕТ Л-29

Особенности конструкции и технического обслуживания

Редактор С. В. Аникина

Художественный редактор Т. А. Хитрова

Технический редактор В. А. Авдеева

Корректор О. С. Назаренко

Н/К

Сдано в набор 20.09.88. Подписано в печать 28.08.89.

Г-27Э71. Формат 84×108¹/₃₂. Бумага книжно-журнальная.

Гарнитура литературная. Пзчать высокая. Усл. п. л. 17,22.

Усл. кр.-отт. 17,22. Уч.-изд. л. 17,57. Заказ X» 39.

Изд. № 2 6-522 Для внутриведомственной продажи. Цена 60 к.

Ордена «Знак Почета» Издательство ДОСААФ СССР 129110, Москва, Олимпийский просп., 22.

Областная книжная типография. 320091, Днепропетровск, ул. Горького, 20

ГЛАВА I. ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА И ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА Л-29

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О САМОЛЕТЕ Л-29

Двухместный реактивный самолет Л-29 предназначен для первоначального обучения технике пилотирования в простых и сложных метеорологических условиях днем и ночью.

По аэродинамической компоновке самолет Л-29 является монопланом со средним расположением крыла, имеющего в плане форму двух составленных трапеций. Крыло оснащено элеронами и выдвижными закрылками. Под крылом на специальных замках подвешиваются два топливных бака. Фюзеляж представляет собой тело вращения полумонококовой конструкции. В передней части фюзеляжа расположена герметичная двухместная кабина, обеспечивающая нормальные жизненные условия экипажу при полетах на больших высотах. Кабина оборудована катапультируемыми сиденьями, расположенными одно за другим, которые обеспечивают экипажу покидание самолета на больших скоростях полета. Оперение самолета Т-образной формы. Горизонтальное оперение установлено на верхней части киля. Шасси самолета — трехколесное, с носовым колесом, убирающееся в полете. Основные стойки убираются в центроплан крыла в направлении к фюзеляжу. Передняя стойка убирается в фюзеляж вперед по полету.

Управление самолетом двойное. Управлять самолетом можно из обеих кабин.

На самолете установлен один реактивный двигатель типа М701с-500 с односторонним центробежным компрессором и одноступенчатой газовой турбиной. Воздух к двигателю подводится по двум воздухозаборникам, расположенным в центроплане и соединяющимся около двигателя в один канал.

В средней части фюзеляжа за кабиной летчиков установлены два топливных бака.

Радиоэлектронное и авиационное оборудование самолета состоит из УКВ радиостанции РТЛ-11 (РТЛ-22), автоматического радиокомпаса АРК-9, маркерного радиоприемника МРП-56, радиовысотомера РВ-УМ. системы опознавания, гироиндукционного компаса ГИК-1, гироскопического авиагоризонта АГД-1 и других пилотажно-навигационных приборов.

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА

К летно-техническим характеристикам самолета относятся летные, геометрические, весовые и центровочные данные, прочностные характеристики, а также тяговые характеристики двигателя и некоторые другие данные.

Летные данные

К летным данным самолета относятся данные о максимальной скорости, скороподъемности, потолке, взлетно-посадочных характеристиках, маневренности, технической дальности н продолжительности полета.

Максимальные горизонтальные скорости полета (стандартные)

а) При работе двигателя на максимальном режиме (n=100%):

у земли — 605 км/ч;

на высоте 5000 м — 625 км/ч;

на высоте 8000 м — 612 км/ч.

б) При работе двигателя на номинальном режиме (n=97%):

у земли — 568 км/ч;

на высоте 5000 м — 595 км/ч;

на высоте 8000 м — 585 км/ч.

Максимальной скоростью горизонтального полета называется установившаяся скорость, которую может развивать самолет при наибольшей тяге силовой установки.

В горизонтальном полете тяга двигателя равна лобовому сопротивлению. В связи с тем что тяга двигателя и лобовое сопротивление самолета зависят от высоты полета, изменяется по высоте и максимальная скорость. С увеличением высоты полета плотность воздуха падает, что приводит к уменьшению как тяги двигателя, так и лобового сопротивления. Вместе с тем одновременное падение температуры воздуха оказывает противоположное влияние на тягу двигателя, замедляя ее падение, в результате тяга двигателя уменьшается медленнее, чем лобовое сопротивление. В связи с этим с ростом высоты полета максимальная скорость полета должна увеличиваться. У самолета Л-29 максимальные скорости растут только до определенной высоты. Вызвано это тем, что с увеличением высоты полета происходит рост числа М полета и на величину лобового сопротивления начинает оказывать влияние сжимаемость воздуха. В результате этого отношение тяги двигателя к лобовому сопротивлению замедляет свой рост, а затем, по мере увеличения высоты, начинает уменьшаться, вместе с ним уменьшается и максимальная скорость горизонтального полета. Таким образом, максимальные горизонтальные скорости самолета Л-29 с подъемом на высоту сначала растут (примерно до высоты 5000 м), а затем уменьшаются.

Скороподъемность

Максимальные вертикальные скорости (стандартные):

а) у земли (n=100%) — 13,2 м/с;

б) при n=97%:

   на H = 5000 м — 6,2 м/с;

   на H = 8000 м — 3,3 м/с;

   на H = 10 000 м — 1,4 м/с.

Время набора высоты на режиме максимальной скороподъемности:

а) высоты 3300 м при работе двигателя на максимальном режиме — 5 мин;

при работе двигателя на номинальном режиме с высоты 3300 м:

   высоты 5000 м — 9,2 мин;

   высоты 8000 м — 20 мин;

   высоты 10 000 м — 35,2 мин.

Вертикальная скорость самолета определяется избытком тяги, полетной массой и скоростью набора. Самолет Л-29 имеет максимальную вертикальную скорость у земли. По мере набора высоты вертикальная скорость уменьшается вследствие уменьшения тяги двигателя. При наборе высоты с максимальной вертикальной скоростью время подъема на заданную высоту будет минимальным.

Практический потолок

Для самолета Л-29 в стандартных условиях практический потолок равен 10 900 м.

Под практическим потолком понимается высота, на которой самолет располагает минимальной избыточной тягой, необходимой для практического выполнения установившегося полета. Таким потолком условно считают высоту, на которой вертикальная скорость равна 0,5 м/с.

Взлетно-посадочные характеристики

Длина разбега самолета Л-29 на бетоне при взлете на максимальном режиме работы двигателя при скорости отрыва по прибору 160...165 км/ч составляет 600...650 м.

Длина пробега на бетоне с использованием тормозов колес при приземлении на скорости по прибору 155...160 км/ч составляет 530...600 м.

Взлет самолета выполняется с выпущенными закрылками во взлетное положение (15°) при работе двигателя на максимальном режиме. Вследствие сильного влияния температуры и давления наружного воздуха на тяговые характеристики двигателя длина разбега при отклонениях параметров от стандартных значений (t=15°С и Р₀ = 760 мм рт. ст.) существенно изменяется. Так, при t=30°С и Р = 730 мм рт. ст. длина разбега увеличивается примерно на 50% и при взлете с массой 3280 кг достигает 950 м. Указанное обстоятельство необходимо учитывать при эксплуатации самолетов на высокогорных аэродромах и в условиях жаркого климата. Кроме того, длина разбега зависит и от вида ВПП (бетонированная или грунтовая). Длина разбега на грунтовой ВПП больше, чем на бетонированной, примерно на 35% (при s грунта = 8...9 кгс/см²).

Посадка самолета осуществляется с выпущенными закрылками в посадочное положение (30°). С целью получения минимальной длины пробега после опускания переднего колеса при пробеге применяется торможение колес. Длина пробега зависит от метеоусловий, состояния взлетно-посадочной полосы и эффективности, использования тормозов.

Дальность и продолжительность полета

Максимальная практическая дальность и продолжительность полета самолета Л-29 на высоте 5000 м с остатком топлива 5% полного запаса (при плотности 0,775 г/см³) составляет:

без подвесных баков — 710 км и 1 ч 44 мин;

с подвесными баками (2´150 л) — 920 км и 2 ч 15 мин.

Дальность и продолжительность полета самолета зависят от скорости, высоты полета и запаса топлива, сличением высоты полета дальность и продолжительность полета увеличиваются в связи с уменьшением километрового и часового расхода топлива вследствие уменьшения лобового сопротивления самолета. Скорость полета же в прямой зависимости влияет на дальность и продолжительность полета. С увеличением скорости полета дальность и продолжительность полета сначала увеличиваются до определенных значений, а затем уменьшаются. Скорости полета, на которых достигается максимальная дальность и продолжительность полета, называются наивыгоднейшими. Максимальная продолжительность полета самолета Л-29 достигается при скорости 230 км/ч при полете без подвесных баков и 240 км/ч с подвесными баками.

Максимальная дальность достигается при полете со скоростью 305...360 км/ч в зависимости от высоты полета.

Расчет дальности и продолжительности полета самолета Л-29 производится на каждый полет самолета согласно Руководству по летной эксплуатации самолета Л-29.

Геометрические данные самолета

Весовые и центровочные данные самолета

Примечание. В числителе приведены данные, полученные при минимальном (15%) остатке топлива, в знаменателе — при полной заправке топлива (1000 л) в основных топливных баках.

Таблица 2

Эксплуатационные ограничения самолета

Перегрузка (коэффициент перегрузки) — безразмерная величина, показывающая, во сколько раз сумма всех сил (за исключением силы тяжести), действующих на самолет в криволинейном полете, больше или меньше его массы в равномерном горизонтальном полете.

Перегрузка обычно оценивается коэффициентом перегрузки.

Максимально допустимые перегрузки, действующие на самолет в процессе его летной эксплуатации, называются эксплуатационными перегрузками.

Нагрузка (перегрузка), при которой начинается разрушение каких-либо элементов конструкции самолета, называется расчетной или разрушающей.

Эксплуатационная и разрушающая перегрузки связаны между собой коэффициентом безопасности (запасом прочности).

Коэффициентом безопасности называется число, показывающее, во сколько раз разрушающая нагрузка (перегрузка) больше нормированной эксплуатационной нагрузки (перегрузки).

Ресурс самолета

Для самолета Л-29 установлены следующие ресурсы:

Таблица 3

Под назначенным ресурсом понимается наработка самолета с начала эксплуатации, по достижении которой эксплуатация должна быть прекращена независимо от технического состояния.

Под межремонтным ресурсом понимается наработка самолета между двумя последовательными ремонтами. После отработки межремонтного ресурса самолет подлежит ремонту независимо от технического состояния.

Аппаратура, агрегаты и механизмы самолета эксплуатируются в пределах установленных для них ресурсов (сроков службы). Аппаратура, агрегаты и механизмы, ресурс которым не определен, эксплуатируются в пределах ресурса самолета.

Аппаратура, агрегаты и механизмы, установленные ресурсы которых отличаются от ресурсов самолета, подлежат замене в межремонтный период после выработки установленных для них ресурсов.

Для самолета Л-29 такими агрегатами, механизмами и аппаратурой являются:

Таблица 4

Для поддержания заданного уровня надежности самолета в межремонтный период на нем выполняются регламентные работы. Минимальная наработка (календарная продолжительность эксплуатации) самолета между регламентными работами и их объем устанавливаются Единым регламентом технической эксплуатации самолета. Для самолета Л-29 минимальная календарная продолжительность между регламентными работами установлена 12 месяцев.

В межрегламентный период на самолете выполняются подготовки к полетам и другие работы, объем которых устанавливается регламентом.

ГЛАВА II. КОНСТРУКЦИЯ ПЛАНЕРА

К планеру относятся различные по назначению и устройству части самолета — фюзеляж, крыло и оперение.

КОМПОНОВКА, КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА ФЮЗЕЛЯЖА

Фюзеляж самолета Л-29 сигарообразной формы цельнометаллической конструкции. Фюзеляж самолета состоит из трех разъемных частей:

передней — от носка фюзеляжа до шпангоута № 10;

средней — от шпангоута № 10 до шпангоута № 19;

задней — от шпангоута № 20 до конца фюзеляжа.

Передняя (носовая) часть фюзеляжа делится на три самостоятельных участка.

Первый технологический участок — от носка фюзеляжа до шпангоута № 3 (рис. 1), второй — герметическая часть фюзеляжа от шпангоута № 3 до шпангоута № 10 (рис. 2), третий — фонари кабин летчиков.

К шпангоуту № 1 крепится съемный радиопрозрачный обтекатель из стеклоткани. К нему также крепится воздушный баллон. Между 1-м и 3-м шпангоутами сверху размещен отсек с откидной крышкой люка. Внутри отсека установлены площадки для размещения аккумулятора, кислородных баллонов и ответчика. С левой стороны имеется откидной лючок для заправки воздушной и кислородной систем. В нижней части отсека сделан прямоугольный окантованный вырез для передней стойки шасси. Над этим вырезом по правой и левой сторонам находятся два продольных лонжерона, придающих жесткость обшивке. Первый технологический отсек приклепан к шпангоуту № 3.

Шпангоут № 3 — передняя герметическая стенка кабины. Она изготовлена из листового дюралюминия. По контуру рамы приклепаны уголковые профили.

Рис. 1. Передняя (носовая) часть фюзеляжа:

1 — шпангоут № 1; 2 — шпангоут № 1а; 3 — шпангоут № 2: 4 — стенка; 5 — крышка люка; 6 — контейнер для аккумулятора; 7 — замок крышки люка; 8 — обшивка

Стенка усилена горизонтальными и вертикальными жесткостями. На нижней части вертикальных жесткостей крепятся болтами кронштейны узлов подвески передней стойки шасси. Внизу к стенке крепится замок выпущенного положения передней стойки. Сверху посредине рамы приклепан узел (кронштейн) цилиндра уборки стойки. На этом шпангоуте расположены узел фиксации откидного люка и ушко механического указателя положения стойки.

Шпангоут № 10 — задняя герметическая стенка кабины. Стенка этого шпангоута сферической формы. По контуру стенки приклепан профиль, состоящий из двух частей. Стенка подкреплена горизонтальными и вертикальными жесткостями. На вертикальных жесткостях крепятся рельсы катапультируемого сиденья инструктора. К верхней части стенки по оси симметрии приклепан кронштейн механизма сброса фонаря второй кабины. На левой стороне находится окантованное овальное отверстие для крепления герметической коробки тяг управления двигателя.

По контуру шпангоута имеются отверстия для соединения передней и средней частей фюзеляжа.

Между 3-м и 10-м шпангоутами расположены 4, 5, 6, 6а, 7, 8 и 9-й шпангоуты, изготовленные из дюралевых профилей 2-образного сечения.

Пол передней кабины — расположен между шпангоутами № 3 и 6. Он состоит из трех частей: двух боковых и средней части. Средняя часть пола крепится к боковым профилям винтами.

Пол задней кабины — расположен между шпангоутами № 6 и 10. Он состоит из трех частей: двух боковых и средней части.

Подфонарная рама кабины — состоит из правой и левой балок коробчатого сечения и поперечной балки. Между шпангоутами № 4 и 5 подфонарная панель соединяется с передним козырьком. Между шпангоутами № 6 и 7 имеется поперечная балка, соединяющая балки подфонарной панели и отделяющая переднюю часть кабины от задней.

Обшивка герметической части фюзеляжа состоит из трех частей и крепится к каркасу фюзеляжа заклепками с потайной головкой. Все заклепочные соединения герметизированы. В обшивке имеются вырезы для передней и задней подножек, люки для монтажа управления и антенны радиокомпаса.

Рис. 3. Средняя часть фюзеляжа:

1 — шпангоут № 11; 2 — стыковой узел; 3 — направляющий штырь; 4 — окна для входного воздушного канала; 5 — вырез для основного лонжерона центроплана; 6 — шпангоут № 15; 7 — стыковая пластина; 8 — шпангоут № 19; 9 — люк; 10 — кронштейн качалки проводки управления; 11 — окантованный профиль; 12 — штанга сброса фонаря; 13 — люк заправки топливом; 14 — обшивка надстройки кабины; 15 — направляющий профиль фонаря; 16 — кронштейн проводки управления триммером

Средняя часть фюзеляжа (рис. 3) представляет собой отсек от 11-го до 19-го шпангоута. Она имеет цилиндрическую форму. Эта часть представляет собой дюралевую полумонококовую конструкцию и приклепана к центроплану, составляя с ним одно целое. В этой части фюзеляжа находятся передний и задний топливные баки, а также входные воздухозабориые каналы двигателя. В верхней части проложены направляющие сдвижной части фонаря. На шпангоуте № 19 крепятся, противопожарная перегородка и рама двигателя. Шпангоут № 19 усилен, так как совместно со шпангоутом № 20 является стыковой рамой, несущей нагрузку от силовой установки.

Задняя часть фюзеляжа соединяется со средней частью в восьми точках. В местах соединения стрингеров со шпангоутом № 19 приклепаны стальные узлы с резьбовыми втулками, входящими в соответствующие отверстия в шпангоуте № 20 и воспринимающими срезывающие усилия. Противопожарная перегородка крепится восемью узлами на втулках шпангоута № 19 и по всему своему контуру винтами к шпангоуту № 19. На шпангоуте № 19 кроме стыковых узлов имеются два направляющих штыря для облегчения стыковки фюзеляжа. Обшивка средней части фюзеляжа выполнена из листового дюраля толщиной 1,2 мм в верхней части фюзеляжа и 1,6 мм с боков и в нижней части фюзеляжа. На боковой обшивке укреплены узлы с подшипниками для оси закрылков. Шпангоуты № 15 и 16 имеют усиленную конструкцию, так как на них передается большая часть нагрузок от крыла самолета.

Задняя (хвостовая) часть фюзеляжа. Хвостовая часть фюзеляжа (рис. 4) представляет собой отсек от 20-го до 33-го шпангоута. Каркас хвостовой части фюзеляжа состоит из шпангоутов и стрингеров.

Шпангоут № 20 является силовым, так как по нему производится стыковка хвостовой части фюзеляжа со средней частью фюзеляжа. Шпангоут № 20 изготовлен из дюралевого П-образного профиля. По контуру шпангоута приклепано восемь стальных стыковых узлов с отверстиями, в которые входят при стыковке резьбовые втулки шпангоута № 19. Шпангоуты № 21, 26 и 30 изготовлены из дюралевых профилей. Профили шпангоутов в верхней части скреплены листовыми соединительными угольниками.

Шпангоуты № 21, 22, 23,24, 25, 27, 28 и 29 изготовлены из листового материала. Шпангоут № 28 внизу по оси фюзеляжа имеет вырез и усилен профилем. К этому профилю приклепаны узлы хвостовой опоры.

Рис. 4. Задняя (хвостовая) часть фюзеляжа:

1 — шпангоут № 20; 2 — стыковой узел; 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9 — шпангоуты № 21, 22, 24 26, 29, 31, 32; 10 — наклонный шпангоут №33; 11, 14 — кронштейн крепления рабочего цилиндра; 12, 13, 15 — люки; 16 — хвостовой кок; 17 — соединительный угольник; 18 — усиленный лонжерон киля; 19 — наклонная рама киля; 20 — основание антенны; 21 — килевой гребень; 22 — крышка монтажного люка

К шпангоуту № 26 приклепаны узлы тормозных щитков. Шпангоут № 29 усилен, так как на него передаются усилия от хвостовой опоры с гидравлическим амортизатором. Стенки шпангоутов № 31, 32 и 33 усилены, так как к ним приклепаны передний, средний и задний лонжероны киля. Они воспринимают на себя большую часть нагрузки от киля. Шпангоут № 33 является последним замыкающим шпангоутом хвостовой части фюзеляжа. Он установлен под углом 60° и имеет направление, совпадающее с плоскостью заднего лонжерона киля, который к ней приклепан. Стенка шпангоута не имеет облегчающих отверстий. В боковой части шпангоут усилен шестью радиальными жесткостями из дюралевого профиля.

В хвостовой части так же, как и в средней части фюзеляжа, имеется 24 стрингера, которые являются продолжением стрингеров средней части фюзеляжа. Все стрингеры проходят через шпангоуты, к которым приклепаны заклепками. Кронштейны узлов тормозных щитков приклепаны между шпангоутами № 26 и 27. Места отверстий для болтов крепления усилены листовым дюралем. Узлы подвески цилиндров тормозных щитков приклепаны между шпангоутами № 29 и 30. Хвостовая опора находится в нижней части фюзеляжа между шпангоутами № 28, 29 и 30. Балка хвостовой опоры выполнена из дюралевого листа. Узел подвески реактивной трубы состоит из двух дюралевых трубок, которые прикреплены к шпангоутам № 31 и 32 с помощью стальных втулок. На трубке имеется стальная сварная втулка, к которой прикреплена шарнирная подвеска реактивной трубы, дающая возможность перемещения трубы при температурных расширениях. Узел подвески прикреплен к фланцу реактивной трубы и имеет шип с рукояткой и предохранителем для быстрого разъединения. На левой и правой стороне между 31-м и 32-м шпангоутами размещены люки установки САРПП-12Г.

Обшивка фюзеляжа состоит из дюралевых листов толщиной 0,8, 1,0 и 1,2 мм. Обшивка приклепана к каркасу фюзеляжа потайными заклепками. Соединения обшивочных листов выполнены внахлестку по стрингерам и шпангоутам силового набора.

Зализы крыла. Пространство между центропланом и фюзеляжем с обеих сторон закрыто зализами.

Зализы к фюзеляжу приклепаны. Зализ состоит из нервюры 1а, штампованной из дюралевого листа с отбортовкой и отверстиями облегчения в стенке. Нервюра приклепана у шпангоута № 20 к обшивке фюзеляжа. Кроме того, нервюра крепится к фюзеляжу четырьмя листовыми накладками. Верхняя часть зализа имеет обшивку толщиной 1,2 мм, нижняя — толщиной 0,8 мм. Обе обшивки соединяются по задней кромке фрезерованной рейкой. Обшивки зализов пригнаны к обшивке фюзеляжа и соединены с ней уголками из листового дюраля.

Тормозные щитки. Щитки имеют одинаковое конструктивное выполнение. Щитки установлены на узлах подвески между шпангоутами № 26 и 27 с помощью шарнирных подшипников и стальных болтов диаметром 8 мм. Щитки прилегают к внешней обшивке фюзеляжа и имеют обтекаемую форму. Лонжерон щитка изготовлен из листового дюраля и в средней части усилен профилем.

По средней части щитка проходит нервюра, изготовленная штамповкой из листового материала и приклепанная к лонжерону щитка. Обшивка щитка выполнена из листового дюраля толщиной 1 мм. Внутренняя обшивка щитка имеет толщину 0,8 мм с обортованными круглыми отверстиями диаметром 60 мм, которые облегчают подход при клепке щитка.

Внутренняя обшивка имеет форму контура фюзеляжа и по своему контуру склепана с внешней обшивкой.

Стыковка хвостовой части фюзеляжа со средней частью. Стыковка выполнена в виде быстроразъемного соединения в восьми точках. Срезывающие усилия воспринимаются стальными втулками с внутренней резьбой, которые привернуты к стыковым узлам средней части фюзеляжа. Стыковка средней части фюзеляжа с хвостовой частью возможна толька после монтажа силовой установки, так как противопожарная перегородка крепится к восьми стыковым узлам фюзеляжа и к шпангоуту № 19 средней части фюзеляжа. Достаточная жесткость моторной рамы двигателя достигается за счет крепления противопожарной перегородки между стыковыми рамами хвостовой и средней части фюзеляжа. Моторная рама крепится к противопожарной перегородке. Растягивающие усилия в стыке воспринимаются восемью болтами, проходящими через стальные втулки стыковых узлов фюзеляжа.

На хвостовой части фюзеляжа против узлов расположены специальные лючки.

Хвостовой кок фюзеляжа является самостоятельной отъемной частью. Хвостовой кок как составная часть фюзеляжа прикреплен потайными винтами к ленте на наклонном шпангоуте № 33. Контур и конструкция кока отвечают требованиям обеспечения истечения горячих газов из сопла двигателя. Одновременно кок служит переходным элементом и предохранителем руля направления. На его конце имеется хомутик для крепления заднего аэронавигационного огня. Кок состоит из внешней части, изготовленной из легкого сплава, и внутренней, изготовленной из нержавеющей стали. Передняя часть обшивки имеет наверху вырез для контроля нижнего узла подвески руля направления и на левой стороне монтажный лючок.

Килевой гребень между шпангоутами № 8 и 21 является переходной частью киля на фюзеляж. Гребень прикреплен к фюзеляжу винтами с плосковыпуклой головкой. Эту часть киля необходимо снимать всегда перед расстыковкой задней части фюзеляжа, так как прежде всего необходимо рассоединить тяги управления рулем высоты, рулем направления и разъединить проводку электросистемы, гидросистемы и системы климатизации кабин. Обшивка килевого гребня изготовлена из дюралюминиевого листа толщиной 0,8 мм. Килевой гребень прикрепляется к фюзеляжу посредством двух профилей из листового материала. Люк на гребне предназначен для контроля качалок управления и для заправки гидравлической жидкостью гидросистемы.

Часть килевого гребня между шпангоутами № 21...25 и между шпангоутами № 25...29 также съемная и обеспечивает удобный подход к частям электросистемы, а также к управлению рулями высоты и направления. Килевой гребень крепится к фюзеляжу винтами с плосковыпуклой головкой. Сверху на килевом гребне между шпангоутами № 21 и 22 приклепан кронштейн антенной мачты. Мачта крепится с помощью анкерных гаек. Под кронштейном в обшивке килевого гребня имеется отбортованное овальное отверстие для проводки антенного жгута.

Конструкция другой части килевого гребня между шпангоутами № 25...29 выполнена аналогично.

Килевой гребень между шпангоутами № 29...31 приклепан к фюзеляжу и килю. Состоит из двух контурных жесткостей, изготовленных из дюралюминиевых прессованных профилей и двух стрингеров. Обшивка сварная, состоящая из двух половин.

На правой стороне имеется овальное отверстие для крепления ракетницы сигнальных ракет.

Рис. 5. Хвостовая пята: 1 — каркас; 2 — поперечная трубка; 3 — крепежный болт; 4 — кожух; 5 — штырь; 6 — амортизатор пяты; 7 — предохранительная стальная пластина

Соединение хвостовой части фюзеляжа с килем состоит из крепления переднего лонжерона киля со шпангоутом № 31, среднего лонжерона со шпангоутом № 32, заднего лонжерона с наклонным шпангоутом № 33 и крепления обшивки киля с обшивкой фюзеляжа.

Хвостовая пята (рис. 5) предохраняет заднюю часть фюзеляжа самолета от повреждений при взлете или посадке самолета с углом наклона его оси к поверхности аэродрома более 12°.

Хвостовая пята установлена на шпангоуте № 29 хвостовой части фюзеляжа, в цапфе, относительно которой может поворачиваться. Хвостовая пята состоит из каркаса, обтянутого обшивкой, и гидравлического амортизатора.

Амортизатор воспринимает и демпфирует усилия при ударе хвостовой части фюзеляжа о землю. Амортизатор состоит из цилиндра, внутри которого помещены поршень со штоком, пружины и неподвижная шайба с отверстиями для прохода жидкости. Шайба разделяет внутренний объем цилиндра на две полости. В амортизатор заливается 270 см³ масла АМГ-10. Энергия удара поглощается сжатием пружин и гидравлическим сопротивлением перетеканию жидкости из одной полости в другую через отверстие в шайбе.

После прекращения действия нагрузки пружины возвращают поршень со штоком в исходное положение. Плавность хода штока при этом достигается за счет гидравлического сопротивления перетеканию жидкости через отверстия в шайбе.

В нижней части хвостовой пяты крепится съемная стальная пластина, которая при истирании заменяется.

КОМПОНОВКА, КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА КРЫЛА

Крыло самолета Л-29 однолонжеронное с работающей обшивкой, имеет в плане форму двух трапеций и состоит из трех частей: центроплана и двух отъемных консолей. Стыковка консоли крыла с центропланом осуществляется узлами подвески на основном и вспомогательном лонжеронах.

Центроплан (рис. 6) состоит из двух половин, соединенных общим основным лонжероном. Каркас каждой половины центроплана образован основным лонжероном 1, передним 2 и задним 3 вспомогательными лонжеронами, стрингерами 4 и 58, восемью нервюрами и работающей обшивкой.

Основной лонжерон центроплана 1 установлен в месте максимальной толщины профиля крыла, он воспринимает изгибающий момент и поперечную силу. Поперечная сила воспринимается стенкой лонжерона, а изгибающий момент — его полками. Основной лонжерон проходит через среднюю часть фюзеляжа, и его стенка приклепывается к 15-му и 16-му шпангоутам. Полки лонжерона изготовлены из профилированного дюралюминия. На самолетах с 9-й серии нижняя полка лонжерона усилена за счет увеличения площади поперечного сечения полки, а на самолетах до 9-й серии для ее усиления на нее устанавливается с помощью болтов дополнительная усиливающая накладка. Верхняя и нижняя полки связаны между собой стенкой из дюралюминия толщиной 2,5 мм, подкрепленной вертикальными жесткостями из прессованных профилей, которые одновременно служат для крепления нервюр. В стенке основного лонжерона имеются два окантованных выреза для прохода каналов воздухозаборника. Входные каналы воздухозаборника крепятся винтами к передней корневой части центроплана.

На передней стенке основного лонжерона крепятся стальные узлы навески основных стоек шасси.

На торцах основного лонжерона расположены по два узла крепления консолей крыла.

Передний вспомогательный лонжерон 2 изготовлен из листового дюралюминия толщиной 1,6 мм. С помощью болта он крепится к шпангоуту № 11 фюзеляжа.

Рис. 6. Центроплан:

1 — основной лонжерон; 2 — передний вспомогательный лонжерон; 3 — задний вспомогательный лонжерон; 4, 5 — стрингеры; 6, 7 — узлы крепления консоли к центроплану; 8 — подшипник управления щитками-закрылками: 9, 10 — направляющие на нервюрах 1«а» и 8«б» кареток щитков-закрылков; 11 — стенка; 12 — узел крепления цилиндра щитков-закрылков; 13 — балка узла крепления цилиндра щитков шасси; 14 — воздухозаборник; 15 — обтекатель; 16 — узел крепления переднего вспомогательного лонжерона; 17 — стыковая (щелевая) лента

Задний вспомогательный лонжерон 3 изготовлен из листового дюралюминия толщиной 2 мм. На торцах лонжерона расположены дюралюминиевые фрезерованные узлы для соединения со вспомогательным лонжероном консоли крыла. Корневая часть лонжерона соединяется со шпангоутом № 19 фюзеляжа с помощью заклепок и болтов.

Задний вспомогательный лонжерон воспринимает часть изгибающего момента и поперечной силы крыла.

Стрингер 4 расположен между основным лонжероном и задним вспомогательным лонжероном, служит опорой для обшивки. Кроме того, он выполняет силовую задачу: работает на растяжение и сжатие, воспринимая часть изгибающего момента крыла. Стрингер изготовлен из прессованного дюралюминиевого профиля, приклепанного по всей длине к обшивке.

Нервюры предназначены для образования и сохранения в полете формы профиля крыла во всех его сечениях. Нервюры изготовлены из листового дюралюминия. Носовые их части приклепаны к вертикальным жесткостям основного лонжерона. Средние части нервюр крепятся заклепками к основному и вспомогательному лонжеронам с помощью вертикальных жесткостей, изготовленных из прессованных профилей.

Усиленные нервюры крепятся к основному лонжерону кроме заклепок добавочными стальными лапками.

Хвостовики нервюр, штампованные из листового материала, своими отбортовками крепятся к заднему вспомогательному лонжерону. Форма их нижней части соответствует контуру закрылка.

Обшивка предназначена для образования поверхности, необходимой для обтекания крыла потоком воздуха с целью создания подъемной силы. Являясь составной частью силовой схемы крыла, обшивка воспринимает крутящий момент, а также частично и изгибающий момент, работая при этом на растяжение-сжатие. Изготовлена из дюралюминия. Толщина верхней и нижней обшивки между лонжеронами — 2 мм, верхней обшивки за задним вспомогательным лонжероном — 1 мм.

Рис. 7. Закрылок внутренний:

1 — лонжерон; 2, 3 — торцевые нервюры; 4 — носок нервюры; 5, 11 — обшивка; 6 — болты крепления каретки; 7 — каретка; 8 — направляющие ролики; 9 — хвостовики нервюр; 10 — обтекатель; 12 — стрингер; 13 — направляющий штырь

В задней части центроплана установлен внутренний закрылок (рис. 7). В хвостовиках нервюр № 1 и 8 выфрезерованы направляющие рельсы. При отклонении закрылок перемещается назад, при этом ролики, закрепленные на закрылке, двигаются по направляющим рельсам. На нервюре № 8 установлен цилиндр управления закрылками. Внизу центроплана имеются ниши для размещения в убранном положении основных стоек шасси. Внизу правой половины центроплана установлена антенна радиовысотомера.

Рис. 8. Консоль крыла:

1 — передний лонжерон; 2 — основной лонжерон; 3 — задний вспомогательный лонжерон; 4, 5, 6 — нервюры; 7 — смотровой лючок; 8 — стрингер; 9 — турбулизатор потока; 10 — хвостовые части нервюр; 11, 12 — узлы подвески элерона; 13 — законцовка крыла; 14 — узел подвески

Консоли крыла (рис. 8) состоят из каркаса и работающей обшивки. Продольный набор каркаса крыла составляют основной лонжерон, передний и задний вспомогательные лонжероны, стрингеры. В поперечный набор каркаса входит 12 нервюр. Стыковка консолей крыла с центропланом осуществляется с помощью узлов подвески на основном и заднем вспомогательном лонжеронах. Стык консоли крыла с центропланом закрывается щелевой лентой, устанавливаемой на винтах.

Основной лонжерон консоли (см. рис. 8) является основной несущей частью крыла, состоит из полок и приклепанных к нему стенок, изготовленных из дюралюминиевого листа. К основному лонжерону крепится стыковой узел, который передает с консоли на центроплан изгибающим момент и значительную часть поперечной силы.

Передний вспомогательный лонжерон представляет собою профиль из листового дюралюминия, расположен в носовой части крыла.

Задний вспомогательный лонжерон проходит от нервюры № 9 до нервюры № 14 и несет на себе задний стыковочный узел консоли.

Нервюры изготовлены из листового дюралюминия Крепление нервюр консолей крыла к лонжеронам и обшивке аналогично креплению нервюр центроплана. Верхние и нижние полки нервюр в месте соединения с полкой лонжеронов усилены дюралюминиевым уголком.

Хвостовые части нервюр крыла в зоне посадочного щитка имеют форму его профиля.

Нервюры № 15 и 19 усилены уголками под узлы подвески элерона. Между нервюрами № 9 и 10 установлен бомбодержатель; между нервюрами № 17 и 18 находится кронштейн крепления трубки ПВД.

В задней части консоли между нервюрами № 9 и 14 имеется наружный закрылок, а в хвостовиках нервюр № 9 и 14 выфрезерованы направляющие рельсы закрылка.

Между нервюрами № 14 и 20 установлен элерон.

К нервюре № 20 винтами крепится законцовка крыла, на которой расположены аэронавигационный огонь АНО и разрядник статическою электричества.

На консолях находятся антенны ответчика. На левой консоли установлена посадочная фара и антенна радиовысотомера, в правой консоли — датчик ГИК-1. На носках левой и правой консолей крыла в районе элеронов имеются пластинки-турбулнзаторы, вызывающие местный преждевременный срыв потока, предупреждающий летчиков о приближении к скорости сваливания (по тряске ручки управления).

Рис. 9. Элерон: 1 — лонжерон; 2 — узлы подвески; 3 — нервюры; 4 — задняя рейка; 5 — балансировочный «нож»; 6 — балансировочный груз

Элерон (рис. 9) подвешен к крылу на двух узлах, служит для поперечного управления самолетом. Каркас элерона состоит кз лонжерона, 11 нервюр и задней рейки. Дюралюминиевая обшивка толщиной 1 мм связывает каркас в жесткую конструкцию. К передней кромке элерона прикреплен протнвофлаттерный груз. На задней кромке левого элерона установлен неуправляемый компенсатор. Элерон имеет аэродинамическую компенсацию.

Закрылки (рис. 7 и 10). На самолете установлены два внутренних (на центроплане) и два внешних (на консолях) выдвижных закрылка, имеющих три фиксированных положения: убрано, взлетное (выпущены на 15°) и посадочное (выпущены на 30°).

Каждое положение закрылков имеет световую и механическую сигнализацию: убрано — горит красная лампочка, механический указатель убран; взлетное — горит оранжевая лампочка, механический указатель в первом промежуточном положении; посадочное — горит зеленая лампочка, механический указатель во втором, полностью выпущенном положении.

Система уборки закрылков имеет приспособление для автоматической их уборки при скорости 290±10 км/ч по прибору.

Закрылки выполняют две задачи: при выпуске на 15° уменьшают длину разбега самолета при взлете, при выпуске на 30° уменьшают длину пробега и посадочной дистанции.

Рис. 10. Закрылок внешний: 1 — направляющие ролики; 2 — каретка; 3 — направляющий штырь; 4 — лонжерон; 5 — нервюры; 6 — задняя рейка; 7 — обшивка

По конструкции все закрылки аналогичны. Каркас закрылка состоит из лонжерона, нервюр и задней рейки. На торцах каждого закрылка закреплены четыре пластины. На передних пластинах установлены ролики для перемещения закрылков в направляющих рельсах и штыри для крепления тяг управления закрылками. На задних пластинах установлены штыри, которые при убранных закрылках входят в специальные гнезда, выфрезерованные в хвостовиках нервюр крыла, в результате чего уменьшается вибрация закрылков.

КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА ОПЕРЕНИЯ

Оперение имеет Т-образную форму. Состоит из киля, руля направления, стабилизатора и руля высоты с триммером.

Горизонтальное оперение расположено над вертикальным.

Киль (рис. 11) служит для обеспечения путевой устойчивости самолета. Имеет вид трапеции стреловидной формы. Каркас состоит из трех лонжеронов, стрингеров и нервюр. Киль с помощью заклепок жестко соединен с хвостовой частью фюзеляжа и образует с ним одно целое. Задний лонжерон расположен под углом 60° к горизонтальной плоскости. Материал каркаса и обшивки — дюралюминий.

Рис. 11. Киль и руль направлении:

1, 2 и 3 — передний, средний и задний лонжероны; 4 — окантованный вырез для проводки управления; 5, 6 — нервюры № 1 и 6; 7, 8 — узлы навески руля направления; 9, 10 — кронштейны проводки управления рулем высоты; 11 — лючок; 12, 13, 14 — соединительные листы переднего, среднего и заднего лонжеронов; 15 — проушины навески стабилизатора; 16 — узел крепления электромеханизма перестановки стабилизатора; 17 — обтекатель; 18, 19 — верхний и нижний узлы навески руля направления; 20 — лонжерон; 21 — груз балансировочный; 22 — обшивка руля (электрон или дюралюминий); 23, 24 — торцевые нервюры; 25 — балансировочная пластина

В верхней части переднего лонжерона расположен узел крепления электромеханизма управления стабилизатором.

На верхнем торце среднего лонжерона установлены два кронштейна крепления стабилизатора, относительно которых он имеет возможность поворачиваться. Толщина обшивки киля — 1,2...1,6 мм.

Руль направления (см. рис. 11) обеспечивает самолету путевую управляемость. Имеет трапециевидную форму. Каркас состоит из лонжерона, нервюр и задней репки. Крепится к килю на двух узлах подвески. Материал каркаса — дюралюминий. Материал обшивки в передней части руля — дюралюминий, задней части — магниевый сплав или дюралюминий. Толщина обшивки— 0,8 мм. На задней кромке руля установлен неуправляемый компенсатор. В носовой части к носкам нервюр по всей длине крепится балансировочный груз (весовая компенсация). Руль имеет осевую аэродинамическую компенсацию.

Стабилизатор (рис. 12) служит для обеспечения продольной устойчивости и балансировки самолета. Состоит из двух одинаковых по конструкции половин трапециевидной формы. Каркас каждой половины стабилизатора состоит из трех лонжеронов и нервюр. Средний лонжерон неразрезной и проходит через обе половины стабилизатора. Он изготовлен из дюралюминиевого листа толщиной 2 мм. На среднем лонжероне установлены два узла крепления стабилизатора к килю. Передний и задний лонжероны изготовлены из дюралюминиевого листа толщиной 0,8 мм.

В передней части двух корневых нервюр установлены ушки для крепления электромеханизма перестановки стабилизатора, а в задней их части — средний узел подвески руля высоты. Обшивка стабилизатора выполнена нз дюралюминиевого листа.

Рис. 12. Стабилизатор н руль высоты:

1, 2, 3 — передний, основной и задний лонжероны; 4 — осевая нервюра; 5 — узел навески стабилизатора; 6 — торцевая нервюра; 7 — узел подвески руля высоты; 8 — законцовка; 9 — основной лонжерон руля высоты; 10— балансировочный груз; 11 — рычаг руля высоты; 12, 13, 14 — узлы навески руля; 15 — балансиры; 16 — триммер

Руль высоты (см. рис. 12) обеспечивает самолету продольную управляемость. Руль имеет цельнометаллическую конструкцию. Каркас руля высоты состоит из основного и вспомогательного лонжеронов и нервюр. Материал каркаса — дюралюминий. Обшивка выполнена из дюралюминия или магниевого сплава. На концевых нервюрах руля высоты установлены два противофлаттерных груза. Руль имеет осевую аэродинамическую компенсацию. На руле установлен триммер, управляемый механическим путем посредством тяг. Руль крепится к стабилизатору с помощью трех узлов подвески. Триммер состоит из двух половин, изготовленных из двух частей обшивочного листа, склепанных на трубчатом лонжероне. Трубчатые лонжероны обеих половин триммера соединены втулкой, на которой установлены ычаг управления и противофлаттерный груз. В торцы трубчатого лонжерона впрессованы втулки для болтов узлов навески.

ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ
И ХАРАКТЕРНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ ПЛАНЕРА

Общее техническое состояние планера, работа его отдельных систем и агрегатов, а также поведение самолета в воздухе должны соответствовать установленным нормативным требованиям. Возможные нарушения правил эксплуатации самолета на земле и в воздухе (превышение допустимых норм перегрузок, грубые посадки, неаккуратное техническое обслуживание и др.), а также постепенное уменьшение прочности от многократных знакопеременных нагружений самолета могут привести к возникновению отдельных неисправностей элементов планера, которые должны своевременно выявляться в процессе технического обслуживания.

Техническое обслуживание планера заключается в проверке состояния его обшивки, силовых элементов (шпангоутов, лонжеронов, стрингеров, нервюр) и их соединений, а также проверке рулевых поверхностей, механизации крыла и их регулировки.

Поверхность обшивки планера должна полностью соответствовать аэродинамическим требованиям. Обшивка планера не должна иметь трещин, вмятин, шероховатостей, механических повреждений и недопустимых зазоров в стыках отдельных частей планера.

Силовые элементы планера и их соединения не должны иметь трещин, надломов, коррозионных повреждений и т. п., снижающих прочность самолета.

Рулевые поверхности (элероны, руль направления, руль высоты, триммер руля высоты) должны иметь надежное крепление и без заеданий отклоняться в обе стороны, иметь нормальную регулировку отклонений от исходного положения.

Закрылки и тормозные щитки должны иметь исправные механизмы управления, надежное крепление.

Характерными неисправностями планера являются: деформация и разрушение обшивки и силового каркаса, ослабление и срез заклепок, отворачивание винтов крепления крышек люков, износ и увеличение зазоров в шарнирных соединениях, ослабление и разрушение болтовых соединений, нарушение лакокрасочного покрытия, коррозионные поражения силовых элементов и обшивки планера.

Устранение деформации обшивки, трещин и других повреждений осуществляется, как правило, заменой отдельных участков обшивки или путем восстановления ее конфигурации.

Внешним признаком ослабления заклепок является отставание лакокрасочного покрытия, «дымление», образование «венчика» вокруг их закладных головок, а также перекос заклепок в гнездах.

Износ и увеличение зазоров в шарнирных соединениях, ослабление и разрушение болтовых соединений являются следствием превышения допустимых перегрузок в полете, длительной эксплуатации, некачественного выполнения регламентных работ, несвоевременной замены смазки.

В процессе эксплуатации наибольшему износу подвергаются узлы и болты крепления стабилизатора к килю, рулей и элеронов.

Указанные неисправности очень опасны для самолета, так как приводят к повышенным вибрациям самолета и особенно его оперения, что, в свою очередь, приводит к существенному увеличению нагрузок на хвостовую часть самолета. В целях уменьшения вибраций установлены довольно жесткие условия на допустимые люфты стабилизатора и рулевых поверхностей. Кроме того, конструктивно предусмотрена возможность регулировки люфта стабилизатора в процессе эксплуатации. Так, в двух узлах крепления стабилизатора к килю установлены разрезные втулки и конусные болты, позволяющие полностью «выбирать» образовавшиеся люфты в узлах, а подвижные клинообразные направляющие накладки на киле позволяют регулировать зазор между крюком стабилизатора и накладками на киле. Периодическая проверка затяжки гаек конусных болтов и зазора между крюком стабилизатора и накладками на киле являются обязательной операцией в процессе технического обслуживания.

При осмотрах силовых элементов необходимо руководствоваться следующим: разрушению силовых элементов, как правило, предшествует появление неисправностей на менее нагруженных элементах (трещины и вспучивание обшивки, «дымление» и срез заклепок и др.) и только после многих нагружений и перегрузок в полете образуются остаточные деформации и трещины основных силовых элементов.

Данным диагностическим методом определения состояния силовых элементов следует руководствоваться и при осмотрах самолетов после превышения в полете допустимой перегрузки или грубой посадки. У самолета Л-29 наиболее часто при превышении нагрузок наблюдается ослабление заклепок в районе тормозных щитков на нижней обшивке крыла, в месте соединения киля с фюзеляжем, а также образование трещин в соединении заднего вспомогательного лонжерона крыла с фюзеляжем, на шпангоуте № 3 (при грубой посадке) и др. Полный перечень мест контроля приводится в регламентирующих техническую эксплуатацию документах.

При контроле состояния планера особое внимание также уделяется недопущению коррозионных поражений элементов и деталей. Появление коррозионных поражений деталей может быть следствием разрушения лакокрасочного покрытия, некачественной смазки. Наиболее часто коррозионные поражения появляются в местах соединения элементов (особенно из разнородных металлов или нестойких против коррозии), не защищенных лакокрасочным покрытием, в местах возможного скопления и попадания влаги и солей. Внешним признаком начала коррозии является появление на поверхности стальных деталей коричнево-красного налета, а на деталях из сплавов алюминия и магния — серовато-белого налета в виде сажи. При коррозии деталей, имеющих защитное лакокрасочное покрытие, происходит вспучивание (вздутие) покрытия в виде мелких пузырьков.

При обнаружении коррозионных повреждений необходимо удалить продукты коррозии, определить допустимость данных коррозионных поражений и восстановить (нанести) защитное покрытие. Для самолета Л-29 характерными являются коррозионные поражения основного лонжерона центроплана и магниевой нестойкой против коррозии обшивки рулей направления и высоты. Наиболее часто они выявляются на полках основного лонжерона центроплана в местах крепления к ним стальных узлов навески основных стоек шасси и на верхней обшивке руля высоты.

Рис. 13. Схема расположения люков на самолете:

1 — люк для подхода к аккумулятору, кислородным баллонам; 2 — щитки носовой стойки шасси; 3 — люк подхода к качалкам управления и к разъемам систем; 4 — люк для заправки сжатым воздухом и проверки давления; 5 — люк для заправки топливом; 6 — люк для подхода к качалкам управления и к соединению топливных баков; 7 — лючок для слива топлива; 8 — лючки для подхода к стыковым болтам; 9 — лючки для подхода к двигателю; 10 — люк для подхода к пусковой панели и топливным фильтрам; 11 — люк аэродромного питания и заправки масла; 12 — люк для подхода к двигателю; 13, 32 — люк для осмотра камер сгорания; 14 — люк для подхода к датчикам термопар; 15 — люк подхода к узлу подвески реактивной трубы двигателя; 16 — люк подхода к узлу навески руля направления; 17 — люк подхода к качалкам управления, топливным клапанам и замкам подвески топливных баков; 18 — люк подхода к разъемам систем, качалкам управления, тягам триммера и поплавковому клапану; 19 — люк подхода к качалкам управления самолетом; 20 — люки для подхода к качалкам управления самолетом; 21 — съемные законцовки крыла; 22 — люки подхода к качалкам управления; 23 — люки подхода к бомбодержателям; 24 — съемные стыковые ленты для подхода к гидроцнлиндрам и концевым выключателям закрылков; 25 — люки подхода к качалкам управления; 26 — щитки основных стоек шасси; 27 — люк для устранения девиации компаса и подхода к трубкам ПВД; 28 — съемная часть воздухозаборника; 29 — люки подхода к бомбодержателям; 30 — люки подхода к трубкам ПВД; 31 — люки подхода к качалкам управления; 33 — люк подхода к ответчику; 34 — люк для заправки воздуха и кислорода: 35 — зализы хвостового оперения; 36 — съемные люки с антенной ответчика; 37 — люки подхода к антеннам ответчика: 38 — съемные люки подхода к ответчику; 39 — съемная крышка хвостовой пяты; 40 — люк подхода к внешнему подсоединению гидросистемы: 41 — монтажное отверстие с люком для регулировки станции АРК-9: 42, 43 — люки подхода к САРПП-12Г

Устранение коррозионных поражений деталей из магниевых сплавов имеет свои особенности, заключающиеся в том, что после удаления продуктов коррозии дополнительно производится восстановление защитной окисной пленки путем нанесения на пораженный коррозией участок раствора селенистой кислоты. При временном отсутствии возможности восстановления окисной пленки пораженные участки детали покрываются консервационной смазкой без последующего нанесения лакокрасочного покрытия. Силовые элементы планера и его обшивка, имеющие недопустимые коррозионные поражения, восстанавливаются путем наложения усиливающих накладок и замены магниевой обшивки на дюралевую.

Коррозионные поражения элементов планера так же, как и других агрегатов и оборудования самолета, могут быть следствием разрушения лакокрасочного покрытия из-за его естественного старения и нарушений правил технической эксплуатации, а также воздействия окружающей среды. Поэтому при неблагоприятных погодных условиях самолеты укрываются чехлами, а в летний период производится «проветривание» самолетов с открытыми крышками люков (рис. 13).

При эксплуатации самолета его планер, как и другие системы самолета, подлежит осмотрам, объем и периодичность которых устанавливаются Единым регламентом технической эксплуатации самолета Л-29.

ГЛАВА III. ШАССИ САМОЛЕТА

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ШАССИ САМОЛЕТА

Шасси предназначено для обеспечения взлета, по-садкн и передвижения самолета по земле. В целях снижения лобового сопротивления в полете шасси убирается.

При взлете, во время посадки и при рулении самолета по земле шасси воспринимает ударные нагрузки, действующие на самолет. Для смягчения, а также частичного поглощения этих нагрузок шасси снабжено амортизационным устройством, в которое входят пневматики колес и амортизаторы.

На самолете Л-29 применяется схема шасси с передним колесом. В этой схеме главные колеса размещены симметрично относительно продольной оси самолета, позади центра тяжести, а переднее колесо расположена впереди. Эта схема обладает рядом преимуществ по сравнению с другими: дает возможность производить посадку с большей посадочной скоростью без опасности взмывания самолета; обеспечивает хорошую устойчивость при движении самолета по земле и более легкую посадку при боковом ветре, исключает возникновение неуправляемых разворотов при разбеге и пробеге; позволяет производить энергичное торможение колес при отсутствии опасности капотирования самолета, что приводит к уменьшению длины пробега; обеспечивает хороший обзор из кабины летчика и меньшее отрицательное воздействие струи отработанных газов, выходящих из сопла двигателя на поверхность аэродрома.

Вместе с тем шасси с передним колесом имеет недостатки, к которым относятся: значительная нагрузка на переднее колесо при посадке с использованием тормозов; ухудшается устойчивость самолета при движении по мягкому и скользкому покрову аэродрома, так как главные колеса не создают достаточного стабилизирующего момента; увеличивается опасность возникновения при определенной скорости движения самовозбуждающихся колебаний свободно ориентирующегося переднего колеса (колебания типа «шимми»).

Колебания типа «шимми» представляют собою периодически повторяющиеся повороты переднего колеса относительно оси стойки, при которых амплитуды колебаний могут достигать больших значений, что в ряде случаев приводит к сильному раскачиванию и даже разрушению носовой части фюзеляжа. Для предотвращения этих колебаний на самолете Л-29 применяется специальный гаситель колебаний.

Из силовых схем шасси с носовым колесом наибольшее распространение в настоящее время получила схема шасси с рычажной подвеской колеса; здесь ось колеса крепится к специальному рычагу, связанному через шарнир со стойкой. Шасси с рычажной подвеской колеса по сравнению со схемой шасси с непосредственным креплением колеса к штоку амортизационной стойки имеет ряд преимуществ, к которым относятся: хорошая амортизация переднего удара, так как амортизатор при этом воспринимает не только вертикальные, но и горизонтальные нагрузки, приложенные к колесу; разгрузка амортизатора от изгиба улучшает условия работы уплотнения, уменьшает его износ. Амортизатор вследствие меньшего потребного хода размещается обычно внутри стойки.

Амортизация шасси необходима для смягчения, частичного поглощения и рассеивания энергии ударов самолета о землю при посадке и при передвижении по неровному аэродрому.

Амортизатор рассчитывается на поглощение энергии удара самолета о землю при посадке с наибольшей возможной в эксплуатации вертикальной скоростью снижения.

Благодаря упругой деформации амортизаторов и пневматиков колес вертикальная скорость в момент приземления гасится не мгновенно, а постепенно на некотором отрезке пути, в результате чего на конструкцию самолета большие ударные нагрузки не передаются. Однако воспринятая амортизатором энергия удара возвращается самолету, вследствие чего возникают его вертикальные колебания. Для быстрого гашения этих колебаний энергия их должна рассеиваться, в связи с чем амортизация самолета должна обладать свойством рассеивания энергии.

На самолете Л-29 применяются жидкостно-газовые амортизаторы, в которых находится строго определенное количество жидкости (масла АМГ-10) и газа (азота или смеси азота с воздухом) под определенным начальным давлением.

Азот является упругим элементом амортизатора, возвращающим последний в исходное положение после прекращения действия ударной нагрузки. Жидкость служит демпфером и теплопоглотителем.

При прямом и обратном ходе штока амортизатора жидкость протекает через отверстия малого диаметра с большой скоростью, при этом она нагревается, отдает тепло стенкам цилиндра, которые рассеивают его в окружающую атмосферу. Не поглощенная амортизатором часть энергии удара обеспечивает быстрое возвращение амортизатора в исходное положение, при этом стойка снова способна воспринимать повторные ударные нагрузки.

Авиационные колеса и пневматики служат для передвижения самолета по земле и смягчения ударных нагрузок. Колеса основных стоек шасси оборудуются тормозами. Тормоза уменьшают пробег самолета на 50—60% и повышают его маневренность на рулении.

Кроме основной (главной) системы уборки и выпуска шасси на самолете имеется система аварийного выпуска шасси, которая обеспечивает его выпуск в случае отказа основной системы.

ХАРАКТЕРИСТИКА ШАССИ САМОЛЕТА, ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ

На самолете Л-29 установлено трехколесное шасси с передним колесом, убирающееся в полете. Уборка и выпуск шасси осуществляется с помощью силовых цилиндров от основной гидравлической системы, аварийный выпуск — от аварийной гидравлической системы.

Управление уборкой и выпуском шасси осуществляется дистанционно, с помощью кнопок, расположенных на левой неоткидной части приборных досок передней и задней кабин. В убранном положении основные стойки шасси запираются специальными механическими замками, носовая — шариковым замком гидравлического силового цилиндра. В выпущенном положении основные стойки шасси фиксируются шариковыми замками гидравлических цилиндров уборки и выпуска шасси, стрелой прогиба складывающихся подкосов и гидравлическими замками, передняя стойка в выпущенном положении фиксируется механическим замком.

Основные стойки шасси устанавливаются в крыле и убираются по направлению к фюзеляжу в ниши, расположенные в центроплане.

Передняя стойка установлена в передней части фюзеляжа. Уборка передней стойки производится вперед по полету в нишу, расположенную между шпангоутами № 1 и 3.

Вырезы в центроплане крыла и в передней части фюзеляжа при убранном шасси закрываются щитками.

Шасси самолета Л-29 выполнено по схеме рычажной подвески колес.

Амортизаторы как передней, так и основных стоек шасси — жидкостно-газового типа, заряжаются маслом АМГ-10 и азотом.

По своей силовой схеме шасси самолета Л-29 являются одностоечными, балочными, с подкосом.

Силы и моменты, действующие на основные колеса при посадке самолета и движении его по земле, передаются через полувилку на амортизационную стойку, воспринимаются узлами крепления стоек и через них — основными силовыми элементами центроплана. Частично эти силы воспринимаются складывающимся подкосом.

Силы и моменты, действующие на переднее колес» при посадке самолета и движении его по земле, воспринимаются изгибом самой стойки и передаются на узлы подвески стойки и далее на шпангоут № 3 фюзеляжа. Основные данные шасси представлены в табл. 5.

Таблица 5

Основные данные шасси

Кинематические схемы передней и основных стоек шасси показаны на рис. 14 и 15.

КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА АГРЕГАТОВ ШАССИ

Передняя стойка шасси воспринимает часть нагрузки, приходящейся на шасси при посадке, а также обеспечивает самолету совместно с основными стойками возможность передвижения по земле и свободу маневрирования при рулении. Передняя стойка включает:

переднюю амортизационную стойку;

нетормозное колесо;

гаситель колебаний;

механический замок выпущенного положения передней стойки;

гидравлический цилиндр уборки и выпуска передней стойки;

щитки.

Передняя амортизационная стойка (см. рис. 14 и 16) является силовой конструкцией, воспринимающей от колеса и передающей усилия и моменты на каркас передней части фюзеляжа. Одновременно стойка является цилиндром амортизатора и состоит из следующих частей:

стакана стойки;

амортизатора, детали которого размещены внутри стакана стойки;

кулачкового механизма;

нижнего узла;

вилки колеса.

Рис. 14. Передняя стойка шасси:

1 — амортизационная стойка; 2 — рабочий цилиндр; 3 — замок убранного положения; 4 — гаситель колебаний; 5 — колесо шасси; 6 — задняя створка; 7 — тяга; 8 — передняя створка; 9 — тяга; 10 — рычаг; 11 — тяга; 12 — качалка; 13, 14 — тяга; 15 — механический указатель положения

Стакан стойки является основным силовым элементом стойки. На наружной поверхности стакана приварены: узел крепления стойки; узел крепления штока рабочего гидравлического цилиндра; кронштейн крепления гасителя колебаний; кронштейн крепления серьги, входящей в замок выпущенного положения стойки; штуцер зарядного клапана, кронштейны для крепления тяг управления щитками.

Рис. 15. Основное шасси:

1 — механический указатель шасси; 2 — стойка основного шасси; 3 — болт; 4 — створка; 5 — замок основного шасси; 6 — цилиндр замка; 7 — верхний щиток; 8, 12 — тяга; 9 — качалки; 10— колесо; 11 — замок внутреннего щитка; 13 — нижний щиток; 14 — внутренний щиток; 15 — ломающийся подкос; 16 — рабочий цилиндр

В нижней части стакана имеются два шлифованных пояса для посадки нижнего узла. Внутренняя полость стакана служит цилиндром для амортизатора.

Амортизатор (рис. 16) служит для восприятия и рассеивания энергии удара самолета при посадке и рулении. Состоит из следующих частей: пустотелого штока, на верхний конец которого навернут бронзовый поршень с отверстиями для прохода жидкости; клапанаобратного торможения, плунжера, который закреплен в верхней части стакана и входит во внутреннюю полость пустотелого штока; профилированной иглы, закрепленной в штоке и проходящей через отверстие в шайбе плунжера; уплотнительного пакета, состоящего из набора резиновых манжет и дюралюминиевых распорных колец. На плунжере установлено уплотнитсльное кольцо. В нижнем торце плунжера имеется шайба с отверстием.

Рис. 16. Передняя амортизационная стойка:

1 — шток; 2 — резиновые кольца; 3 — плунжер; 4 — игла; 5 — пробка штыря; 6 — клапан обратного торможения; 7 — кулачок; 8 — вкладыш; 9 — гаситель колебаний; 10 — поршень; 11 — кольцо; а — пространство над поршнем; б — пространство внутри штока; в — пространство между цилиндром и штоком; г — пространство внутри плунжера

Опорами штока являются поршень и пластмассовая втулка, установленная в стакане стойки под уплотнительным пакетом.

Нижним концом штока амортизатор шарнирио соединяется с вилкой колеса.

Амортизатор заряжается маслом АМГ-10 в количестве 315 см³ и азотом под давлением 20±1 кгс/см².

При ударе колеса о землю на посадке или рулении шток амортизатора входит в цилиндр (прямой ход амортизатора). При этом кинетическая энергия удара превращается в потенциальную энергию сжатого газа и рассеивается в виде тепла при преодолении гидравлических сопротивлений жидкости, проталкиваемой через отверстия в поршне и кольцевую щель между профилированной иглой и отверстием в шайбе плунжера.

Верхний конец профилированной иглы имеет срез, и в начале хода штока кольцевая щель достаточно большая. Это сделано для того, чтобы исключить гндроудар при резком обжатии амортизатора во время грубой посадки, так как жидкость свободно проходит через кольцевую щель, а сжимается только воздух.

По мере увеличения хода штока кольцевая щель уменьшается, благодаря чему гидравлическое сопротивление проталкиваемой жидкости постепенно возрастает.

После прекращения действия ударной нагрузки поршень со штоком под действием сжатого газа пойдет вниз (совершается обратный ход). Торможение обратного хода штока происходит за счет гидравлических сопротивлений перетеканию жидкости через отверстия в поршне, через щель между профилированной иглой и отверстием в шайбе плунжера и через уменьшенное проходное сечение обратного клапана торможения.

Кулачковый механизм, предназначенный для разворота колеса в линию полета при уборке шасси, состоит из двух кулачковых муфт: верхней, закрепленной на штоке амортизатора, и нижней, закрепленной во внутренней полости стакана стойки.

При отрыве переднего колеса от земли под действием сжатого газа шток амортизатора выдвигается из цилиндра. При этом верхняя кулачковая муфта надвигается на нижнюю, их профили совмещаются и колесо становится по полету.

Нижний узел служит для крепления вилки колеса и обеспечивает ей поворот относительно оси стойки. Он представляет собой патрубок с приваренными двумя втулками — верхней и нижней. Верхняя втулка свободно насажена на нижнюю часть стакана стойки и удерживается на ней фланцевой гайкой. В верхнюю втулку запрессованы два бронзовых скользящих подшипника.

На верхней втулке имеются приливы, которые, упираясь в ограничители на стакане стойки, ограничивают поворот нижнего узла, вилки и колеса вправо и влево до 50°.

Вилка колеса выполнена из двух штампованных профилей, сваренных совместно с узлом ее навески. В нижней части профилей имеются две втулки для оси колеса. К вилке колеса приварен кронштейн, к которому шарнирно крепится шток амортизатора.

Колесо передней стойки шасси (рис. 17) нетормозное, состоит из диска колеса, на который надевается съемная реборда, удерживаемая на диске стопорным кольцом. С обеих сторон в диск колеса запрессованы конические роликовые подшипники. Для предохранения подшипников от загрязнения и сохранения смазки с внешней стороны поставлены сальники. Посредством стальной оси колесо устанавливается на вилке.

Гаситель колебаний служит для гашения незатухающих боковых колебаний колеса, возникающих при движении самолета по земле. Гаситель колебаний поршневого типа (рис. 18), состоит из корпуса, поршня ми клапанами и калиброванным отверстием диаметром 0.8 мм и поводка поршня. В него заливается 60 см³ масла АМГ-10. Гаситель колебаний установлен на стакане стойки, а его поршень своим поводком соединен с нижним узлом стойки.

При повороте вправо или влево нижнего узла совместно с вилкой и колесом поводок приводит в движение поршень, который перемещает масло АМГ-10 из одной камеры в другую через калиброванное отверстие. Гидравлическое сопротивление жидкости тормозит перемещение поршня.

Рис. 17. Переднее колесо:

1 — покрышка; 2 — камера пневматики; 3 — вентиль; 4 — съемная реборда; 5 — диск колеса правый; 6 — подшипник; 7 — распорная втулка; 8 — стопорное кольцо; 9— ось колеса; 10 — винт; 11 — шайба

Момент сопротивления развороту колеса, создаваемый демпфером, зависит от угловой скорости разворота колеса. Наличие демпфера не затрудняет рулежку, так как при этом угловые скорости разворота колеса малы и гидравлические сопротивления перетеканию жидкости в демпфере также малы.

При увеличении частоты колебаний колеса гидравлические сопротивления перетеканию жидкости в демпфере возрастают и за счет этого осуществляется гашение колебаний.

Гидравлический цилиндр уборки и выпуска передней стойки состоит из гильзы, штока с поршнем и шарикового замка, фиксирующего переднюю стоику и убранном положении. Шариковый замок состоит из шариков, размещенных в радиальных отверстиях поршня, кольцевой проточки внутри гильзы и свободно плавающего плунжера с пружиной.

При уборке передней стойки и конце хода поршень через шарики давит на конусный выступ плунжера и перемещает его вверх, сжимая пружину. При совмещении шариков с кольцевой проточкой в гильзе шарики заскакивают в нее, плунжер под действием пружины перемещается в обратном направлении и запирает шарики в кольцевой проточке. Шариковый замок закрывается и фиксирует шток, а значит, и переднюю стойку в убранном положении.

Рис 18. Гаситель колебаний:

1 — корпус; 2 — поршень; 3 — обратные клапаны; 4 — поводок

Открытие шарикового замка производится при выпуске передней стойки давлением жидкости на плунжер, который перемешается вверх и освобождает шарики.

Рабочий цилиндр установлен на шпангоуте № 3 носовой части фюзеляжа, а шток его подсоединяется к стакану стойки.

Механический замок выпущенного положения передней стойки предназначен для удержания стойки в выпущенном положении. Установлен на шпангоуте № 3 носовой части фюзеляжа. Механизм замка собран в стальной обойме. Между щеками обоймы на оси вращается крюк, который под действием пружины стремится повернуться в открытое положение.

Над крюком на оси установлен запирающий рычаг, на который с одной стороны действует пружинный цилиндр, с другой — шток гидравлического цилиндра открытия замка.

При убранной передней стойке замок открыт и крюк своей пружиной развернут вправо до упора. Запирающий рычаг при этом под действием пружинного цилиндра развернут влево.

При выпуске передней стойки серьга, установленная на стакане стойки, надавливая на крюк, разворачивает его влево. При этом крюк скользит по запирающему рычагу и приподнимает его. Когда крюк развернется влево до упора, его скос заходит под запирающий рычаг, который под действием пружинного цилиндра поворачивается влево и запирает крюк. Замок закрыт. В этом положении серьга стойки удерживается крюком в вырезах обоймы замка.

При уборке передней стойки подается давление жидкости в цилиндр открытия замка. Шток цилиндра выдвигается и разворачивает запирающий рычаг, освобождая крюк. Замок открывается.

Щитки передней стойки — передний и задний — в процессе уборки стойки закрывают нишу. Передний щиток открыт только в промежуточных положениях стойки, а при убранном и выпущенном ее положениях — закрыт.

Задний щиток при выпущенной стойке открыт, при убранной — закрыт. Управляются щитки от передней стоики: передний — через спетому тяг и качалок, задний — тягой, непосредственно присоединенной к стакану стойки.

Основные стойки шасси воспринимают большую часть нагрузки, приходящейся на шасси при посадке, и совместно с передней стойкой обеспечивают самолету возможность передвижения по земле. Основная стойка шасси (рис. 15 и 19) включает в себя:

основную амортизационную стойку;

тормозное колесо;

гидравлический цилиндр уборки и выпуска основной стойки;

складывающийся подкос;

механический замок убранного положения стойки;

щитки.

Рис. 19. Основная амортизационная стойка:

1 — плунжер; 2 — шток; 3 — цилиндр; 4 — уплотнительный пакет; 5 — тормозное кольцо; 6 — гайка; 7 — уплотнение; 8 — поршень; 9 — дополнительное тормозное кольцо; 10 — гайка; 11 — пробка; А — пространство между плунжером и цилиндром; Б — пространство внутри штока; В — пространство между цилиндром и штоком; Г — пространство внутри плунжера

Основная амортизационная стойка является главным силовым элементом шасси. Стойка состоит из стакана, амортизатора, размещенного внутри стакана стопки, полувилки.

Стакан стойки представляет собой стальную трубу, к которой приварены: втулка крепления стойки, рычаг крепления полувилки, узел крепления складывающегося подкоса, штуцер зарядного клапана, узел крепления тяги управления цеитропланнтэш щитком, ушко крепления буксировочного троса.

Во втулку крепления стойки запрессованы два бронзовых подшипника скольжения.

Амортизатор по устройству и принципу работы аналогичен амортизатору передней стойки. Отличается лишь отсутствием профилированной иглы, роль которой выполняют срезы в нижней части плунжера, и наличием тормозного кольца, установленного на штоке. В конце обратного хода штока тормозное кольцо входит в конусную втулку, закрепленную в стакане стойки, и создает большие гидравлические сопротивления, предотвращая удар в ограничители обратного хода.

Нижний конец штока шарнирно соединяется с полувилкой.

Полувилка сварена из двух штампованных профилей и соединена со стаканом стойки пустотелой осью, проходящей через проушины рычага стакана и полувилки. Вовнутрь оси ввернуто ушко, предназначенное для подвески стойки на крюк замка убранного положения. К середине полувилки приварен узел для крепления штока амортизатора, к нижней части — фланец для крепления тормозного диска колеса.

В полувилку запрессовывается полуось колеса. Через полувилку и полуось проходит болт, который удерживает последнюю от проворачивания. На свободном конце полуоси имеются торцевые шлицы для крепления тормоза колеса и внутренняя резьба для навинчивания гайки крепления колеса.

Колеса основных стоек шасси (рис. 20) обеспечивают самолету проходимость и воспринимают своими пневматиками часть энергии удара, а торможение колес дает возможность маневрировать на аэродроме и сокращать послепосадочный пробег.

Рис. 20. Колесо основной стойки:

1 — покрышка; 2 — камера; 3 — вентиль; 4 — прокладка; 5, 6 — барабан; 7 — тормозная рубашка; 8 — подшипники; 9 — левый тормоз; 10 — правый тормоз; 11 — тормозная накладка; 12 — тормозной цилиндр; 13 — фланец; 14 — вннт; 15 — болт; 16 — трубки подвода воздуха

Основными частями колеса являются:

барабан;

две тормозные рубашки;

два тормозных диска;

пневматики (покрышка и камера); два конических роликовых подшипника.

Барабан отлит из магниевого сплава и состоит из двуч половин, которые соединяются между собой болтами. Такая конструкция барабана облегчает монтаж пневматика.

К каждой половине барабана с помощью винтов крепится тормозная рубашка. Во внутренней полости каждой тормозной рубашки размещается тормозной диск.

Один тормозной диск крепится болтами к фланцу на полувилке колеса, а второй — к полуоси колеса посредством торцевых шлиц и гайки.

Каждый тормозной диск состоит из корпуса, двух тормозных колодок, двух цилиндров управления колодками и пружин колодок. На тормозные колодки наклёпываются тормозные накладки из армированной фрикционной пластмассы.

При торможении колес сжатый воздух из воздушной системы подается в цилиндр управления, штоки цилиндров выдвигаются и прижимают тормозные колодки к тормозным рубашкам.

При прекращении подачи сжатого воздуха в цилиндры управления пружины возвращают тормозные колодки а отжатое положение. Зазор между тормозными колодками и рубашкой должен быть не менее 0,2 мм и проверяется щупом через окна.

Колесо устанавливается на полуоси на двух роликовых конических подшипниках и крепится гайкой.

Гидравлический цилиндр уборки и выпуска основной стойки по устройству и принципу работы аналогичен цилиндру передней стойки. Гидравлический цилиндр крепится к приливу узла навески основной стойки шасси.

Складывающийся подкос состоит из двух звеньев — нижнего и верхнего, подвижно соединенных между собой.

Нижнее звено подсоединяется к стакану стойки. Верхнее звено соединяется с проушиной оси, вращающейся в балке, жестко укрепленной на стенке лонжерона и нервюре № 5 центроплана. К оси крепится рычаг, который соединяется со штоком цилиндра уборки и выпуска стойки.

При выпушенном положении основной стойки ось соединительного болта звеньев подкоса находится ниже линии, проходящей через центры узлов соединения подкоса со стойкой и осью в балке и так называемая «стрела прогиба».

За счет «стрелы прогиба» осиливающийся подкос препятствует самопроизвольному складыванию основной стопки и случае отказа шарикового замка.

Механический замок убранного положения основной стойки шасси установлен в нише основной стойки между нервюрами № 5 и 6 центроплана. По устройству и принципу действия аналогичен механическому замку выпущенного положения передней стойки.

Щитки основной стойки шасси предназначены для закрытия ниши основной стойки после ее уборки. Щитков три. Центропланный щиток установлен на шомпольной подвеске на нервюре № 8 центроплана. Управляется основной стойкой посредством тяги. Щиток стойки неподвижно закреплен па полувилке колеса.

Щиток колеса подвешен на двух узлах на нервюре № 2 центроплана. Управляется гидравлическим цилиндром. В открытом положении щиток колеса удерживается шариковым замком гидравлического цилиндра, в закрытом положении — механическим замком. Принцип действия тот же, что и у механических замков передней и основных стоек шасси.

Механический замок щитка колеса посредством тяг соединен с механическим замком основной стойки. Регулировка тяг такова, что при выпуске шасси вначале открывается замок щитка колеса, а затем замок основной стойки.

Конструкция и работа системы уборки и выпуска шасси рассматриваются в главе «Гидравлическая система».

Контроль за положением шасси, а также за процессом их уборки и выпуска производится с помощью электрической сигнализации и по механическим указателям.

ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ И ХАРАКТЕРНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ ШАССИ

Силовые элементы шасси (колеса, стойки, подкосы) испытывают большие динамические нагрузки, которые могут приводить к появлению трещин и разрушению отдельных деталей узлов. Большинство сочленений трущихся деталей шасси работает в условиях сильного загрязнения (особенно на пыльных аэродромах), что вызывает повышенный износ деталей и может привести заеданию и отказам отдельных элементов шасси. Частое применение тормозов при рулении и пробеге после посадки вызывает нагрев колес и значительный износ тормозных колодок.

Все эти неблагоприятные условия работы агрегатов и механизмов предъявляют весьма жесткие требования к техническому обслуживанию шасси Оно предусматривает контроль состояния и люфтов стоек шасси, осмотр наиболее нагруженных деталей шарнирных соединений, периодическую смазку подвижных шарнирных соединений и подшипников колес шасси, контроль зарядки амортизаторов стоек гасителя колебаний передней стойки и пневматиков колес шасси, а также проверку работоспособности системы уборки-выпуска шасси.

Проверка люфтов стоек шасси производится после подъема самолета подъемниками с целью определения суммарных люфтов в шарнирных соединениях силовых элементов и надежности стопорения стоек в выпущенном положении. Люфты стоек (осевые и поперечные) определяются по величине перемещения колес при приложении к ним определенных осевых и боковых нагрузок. Несоответствие люфтов требованиям технических условий может быть вызвано следующими причинами:

1) ослаблением затяжки болтов крепления к шпангоуту № 3 кронштейнов узлов навески передней стопки и выпрессовки из них наружных колец шарнирных подшипников. По данной причине поперечный люфт стойки увеличивается, а серьга стойки с перекосом нажимает на крюк замка выпущенного положения стойки и стойка не всегда может ставиться на замок выпущенного положения.

Люфт наружных колец шарнирных подшипников образуется вследствие заклинивания подшипника из-за недостаточной и несвоевременной смазки. При уборке-выпуске стойки происходит проворачивание наружных колец в гнездах, что приводит к их выпрессовке из гнезда.

Устраняется данная неисправность путем замены кронштейнов и подтяжки гаек болтов их крепления;

2) неправильной регулировкой зазора в соединении верхнего и нижнего плеч ломающегося подкоса основной стойки. При отклонении величины зазора стойка может перемещаться в поперечном направленна за счет имеющейся «стрелы прогиба» подкоса, и при взлете (посадке) может произойти «подлом» подкоса от действия на стойку боковых нагрузок и, как следствие, частичная уборка стойки. Неисправность устраняется регулировкой ломающегося подкоса;

3) износом рабочих поверхностей деталей шарнирных соединений из-за несвоевременной смазки. Одна из самых распространенных неисправностей шасси. Устраняется неисправность заменой изношенных деталей, в основном карданных соединений;

4) неполным закрытием крюка замка выпущенного положения передней стойки. Плохая защищенность замка от попадания в него песка, грязи и т. п. приводит к быстрому изнашиванию деталей замка и образованию на них надиров, что, в свою очередь, снижает надежность работы замка. Одним из доступных и эффективных профилактических мероприятий по повышению надежности работы замка является своевременная промывка и смазка деталей замка.

Контроль амортизаторов шасси заключается в контроле правильности зарядки их азотом и маслом АМГ-10. Неправильная зарядка амортизаторов стоек шасси приводит к повышенным перегрузкам стоек и самолета при посадке, что может привести к появлению трещин или поломке отдельных узлов шасси. Контроль зарядки может осуществляться путем непосредственной проверки давления азота и количества масла в амортизаторе или выхода штока амортизатора при стоянке самолета. При проверке и дозарядке амортизатора азотом (воздухом) предварительно необходимо убедиться в исправности манометра.

При техническом обслуживании колес шасси необходимо следить за величиной давления в пневматиках. Не допускается выпуск в полет самолетов со слабо и чрезмерно накачанными пневматиками. Слабо накачанный пневматик может провернуться на ободе при посадке и срезать вентиль камеры. Если же пневматики перекачаны, то уменьшается площадь соприкосновения покрышки с ВПП. В результате увеличивается удельное давление, приводящее к увеличению глубины остаточной колеи при движении самолета по грунту, что приводит к увеличению сопротивления колес и, как следствие, к возрастанию длины пробега. Кроме того, повышенное давление в пневматиках приводит к их быстрому износу, особенно покрышек основных тормозных колес.

При длительной стоянке или при стоянке вне ангара, особенно летом, пневматики колес должны быть покрыты брезентовыми чехлами для защиты резины от старения.

Демонтаж колес с самолета производится после установки его на подъемники с целью замены пневматика, осмотра колес и тормозов, возобновления смазки подшипников. При каждом демонтаже колес с самолета производится промывка подшипников и их осмотр. При обнаружении трещин, цветов побежалости подшипников колесо заменяется. Перед установкой колес удаляются пыль и влага, попавшие на фрикционные колодки тормозов или тормозной барабан. Подшипники колес не должны быть сильно смазаны. При затяжке гайки подшипников колес необходимо проворачивать колеса с целью выборки люфтов и зазоров. Медленно вращая колесо, гайку затягивать до тех пор, пока не почувствуется сопротивление вращению колеса. Это указывает на то, что в подшипниках нет зазоров. После этого рекомендуется отвернуть гайку в обратную сторону на 1/6 оборота, проверить легкость вращения колеса и законтрить гайку.

Запрещается производить разборку колеса при давлении в пневматике.

Неисправности колес шасси:

проворачивание покрышки относительно обода колеса. Определяется по смещению красных меток-полос, нанесенных на покрышке и ободе колеса при его монтаже. При обнаружении смещения необходимо демонтировать ппевматик и проверить герметичность камеры и состояние вентиля. Дефектные детали заменить;

попадание в зимний период снега в тормозные устройства основных колес шасси. По этой причине снижается эффективность тормозов, а торможение становится неравномерным. Поэтому в зимний период необходимо укрывать колеса чехлами, а перед первым полетом производить продувку тормозных устройств колес сжатым воздухом с целью удаления попавшего в них снега;

заклинивание поршня в цилиндре тормоза вследствие отсутствия смазки и попадания внутрь цилиндра грязи и песка. По данной причине один из тормозов колес выключается из работы и торможение колес становится неравномерным и малоэффективным. Определяется данная неисправность по величине минимального давления вступления в действие тормозов, которое должно быть не более 2 кгс/см² по кабинному манометру. При выявлении данной неисправности необходимо снять тормоза, промыть поршни и цилиндры и осмотреть их. После осмотра смазать цилиндр и поршень смазкой ЦИАТИМ-201;

неравномерное торможение колес из-за неправильной регулировки и разрегулировки тормозов вследствие неравномерного износа колодок. Устранение данной неисправности достигается строгим соблюдением технологии регулировки и периодической проверкой регулировки тормозов. При этом необходимо учитывать, что нормальным эксплуатационным зазором между колодками и тормозным барабаном считается зазор, полученный при проворачивании регулировочного винта (в сторону увеличения зазора) на два оборота после предварительного поджатия колодок к тормозному барабану данным винтом;

разрушение подшипников колес вследствие перезатяжки гайки крепления колеса.

При проверке на земле уборки-выпуска шасси проверяются: время уборки-выпуска, постановка стоек на замки как в выпущенном, так и убранном положении, отсутствие недопустимых зазоров между колесами и планером при уборке стоек, соответствие техническим требованиям зазоров между щитками шасси и контурами ниш шасси планера. Причинами неуборки (невыпуска шасси могут быть:

заедание штока амортизатора основной стойки в промежуточном положении или повышенный выход штока амортизатора. Выявляется проверкой выхода амортизатора по изменению зазоров между щитками стойки и колеса в убранном положении шасси, а также по уменьшению зазоров между покрышкой колеса и элементами планера в убранном положении стойки. Устраняется неисправность заменой стойки;

неправильная установка угольника подвода воздуха к тормозу при монтаже колеса. Определяется по несоответствию положения угольника нанесенным красным меткам на колесе. При неправильной установке угольника при уборке стойки он упирается в стрингер центроплана и препятствует тем самым полной уборке стойки. Устраняется неисправность подрегулировкой положения угольника.

ГЛАВА IV. УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ И ДВИГАТЕЛЕМ

ХАРАКТЕРИСТИКА, КИНЕМАТИЧЕСКАЯ СХЕМА
И ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ Л-29

Система управления самолетом состоит из управления рулем высоты; рулем поворота; элеронами; триммером руля высоты; закрылками; тормозными щитками.

Управление самолетом двойное — из передней и задней кабин.

Кинематическая схема управления самолетом показана на рис. 21.

Управление рулем высоты и элеронами ручное — осуществляется ручками управления. Управление рулем поворота ножное — осуществляется педалями. Ручка управления самолетом и педали соединяются с рулевыми поверхностями с помощью трубчатых тяг, рычагов и качалок. Такая система управления называется жесткой.

Тяги системы управления самолетом выполнены из дюралюминиевых и стальных труб с обжатыми концами. Один наконечник тяги неподвижный, второй — регулируемый. В ушках наконечников запрессованы шариковые подшипники.

Качалки системы управления самолетом изготовлены из дюралюминия посредством штамповки, фрезеровки или литья. На оси вращения качалок установлены шариковые подшипники. Все ютали системы управления соединены перемычками металлизации для предотвращения скоплении статического электричества.

Управление триммером руля высоты осуществляется из передней и заднем кабин посредством рычагов, размещенных под фонарной панелью слева вверху.

Закрылки приводятся в действие гидравлическими цилиндрами. Управление закрылками дистанционное, осуществляется из обеих кабин кнопками, находящимися на левых пультах кабин.

Рис. 21. Кинематическая схема управления самолетом:

1, 2 — центральные узлы управления передней и задней кабин; 3 — герметическая коробка выводов; 4 — качалки в коробке гермовыводов: 5 — качалка на основном лонжероне крыла; 6 — качалки на 15-м шпангоуте фюзеляжа; 7, 8, 9 — качалки управления в фюзеляже; 10 — качалка управления в киле; 11, 12— качалки управления в крыле; 13 — качалка управления элеронами; 14, 15 — управление триммером руля высоты; 16 — привод валика внутреннего щитка; 17 — валик внешнего щитка; 18 — цилиндры управления воздушными тормозами; 19 — кулиса управления триммером; 20 — механизм управления стабилизатором

При отклонении закрылков автоматически отклоняется и стабилизатор для уменьшения тянущего усилия, возникающего на ручке управления самолетом при выпуске закрылков в полете.

Управление тормозными щитками осуществляется: из передней кабины посредством кнопки на ручке управления самолетом и переключателя на рычаге управления двигателем, из задней кабины — посредством переключателя на рычаге управления двигателем.

КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА УЗЛОВ И ДЕТАЛЕЙ
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ

Центральный узел управления. В системе управления самолетом имеются два центральных узла управления (рис. 22), смонтированных на полу в передней и задней кабинах. Узлы имеют одинаковую конструкцию.

Рис. 22. Центральный узел управления:

1 — ручка управления; 2 — труба ручки управления; 3 — шарнир ручки управления; 4 — рычаг; 5 — качалка управления рулем высоты; 6 — качалка ножного управления; 7 — болт узла подвески ручки управления; 8 — соединительное звено управления элеронами; 9 — головка педалей ножного управления; 10 — детали ножного управления; 11 — вилка; 12 --- направляющий штырь; 13 — кулиса; 14 — пружина; 15 — педаль, 16 — тяга параллелограмма; 17 — трос перестановки педалей; 18 --- тяга; 19 — каркас узла; 20 — стопор; 21 — упор; 22 — тормозной рычаг; 23, 24, 25 — кнопки управления ФКП сбросом бомб; подвесных баков; управления тормозными щитками

На кронштейне центрального узла управления установлены:

ручка управления рулем высоты и элеронами;

педали управления рулем поворота;

механизм регулировки педалей по росту летчика;

качалка системы управления рулем поворота;

качалка системы управления элеронами;

ограничители отклонения рулей (только на центральном узле управления в передней кабине).

Ручка управления состоит из дюралюминиевой трубы, нижнего узла и рукоятки.

Дюралюминиевая труба закреплена одним концом в нижнем узле. Нижний узел установлен на болте подвески, который проходит через трубчатую ось. Трубчатая ось вращается на шариковых подшипниках, установленных в кронштейне.

При отклонении «на себя» и «от себя» ручка управления поворачивается на болте подвески. Вправо и влево ручка управления отклоняется, поворачиваясь вместе с трубчатой осью. Болт подвески при этом является рычагом системы управления элеронами.

На нижнем узле установлены регулировочные упоры, ограничивающие максимальные отклонения ручки управления «на себя» н «от себя» (ограничители отклонения руля высоты).

В верхней части трубы управления установлена рукоятка.

На рукоятке ручки управления передней кабины имеются три кнопки: сброса бомб, ракет или подвесных баков; управления тормозными щитками; включения фотокинопулемста (ФКП).

Па рукоятке ручки управления задней кабины имеется одна кнопка — управления СПУ.

На ручках управления установлены рычаги управления тормозами колес.

Педали управления рулем поворота состоят из двух стальных плеч, шарнирно закрепленных в передней части центрального узла управления, двух соединительных тяг, подножек и механизма регулировки педалей по росту летчика. Соединительные тяги обеспечивают параллельное перемещение подножек при отклонении педалей.

Механизм регулировки педалей по росту летчика позволяет подножки педалей устанавливать в три положения: переднее, заднее и промежуточное.

Для изменения положения подножек необходимо вытянуть на себя рукоятку механизма регулировки недалей. При этом под действием пружины механизма регулировки шмален отклоняются оба стальных плеча и подножки педалей перемещаются назад. Вперед подножки педалей переметаются нажатием на них ног. Диапазон перемещения подножек педалей 120 мм. Крайнее переднее, заднее и промежуточное положения подножек педалей фиксируются. Для этого рукоятку механизма необходимо передвинуть вперед.

На вертикальной стенке кронштейна установлены регулируемые упоры, ограничивающие максимальное отклонение педалей.

На приливе кронштейна справа установлена качалка управления рулем поворота, верхнее плечо которой посредством жесткой тяги соединяется с педалями.

На левом приливе кронштейна установлена качалка управления элеронами, в верхнем плече которой имеется вырез, ограничивающий максимальное отклонение элеронов.

Ручки управления и педали передней и задней кабин соединены между собой трубчатыми тягами.

Нижний узел ручки управления, качалка управления элеронами и качалка управления рулем поворота заднего центрального узла управления соединены с помощью тяг с соответствующими наружными рычагами на коробке герметизации.

Коробка герметизации предназначена для обеспечения герметического вывода из кабины тяг управления рулем поворота, рулем высоты и элеронами.

Корпус коробки герметично крепится к полу кабины и к шпангоуту № 10 фюзеляжа. В корпусе имеются три прямоугольных выреза, которые закрываются со стороны кабины кожухами.

В каждом кожухе на подшипниках устанавливается шлицевая ось. Выступающие из кожуха концы шлицевой оси соединены с наружным вильчатым рычагом. На находящейся внутри кожуха части шлицевой оси насажен внутренний рычаг. Наружный вильчатый рычаг находится в герметизируемом отсеке кабины, а внутренний рычаг — в отсеке средней части фюзеляжа.

На шлицевую ось надеваются резиновые уплотнительные мембраны, которые при избыточном давлении в кабине прижимаются к торцам подшипника и препятствуют утечке воздуха из кабины через подшипник.

К внутренннм рычагам подсоединены соответственно трубчатые тяги управления рулем поворота, рулем высоты и элеронами, проходящие внизу средней части фюзеляжа под передним топливным баком.

Управление рулем высоты осуществляется отклонением ручки управления «от себя» и «на себя».

Движение от ручки управления посредством трубчатых тяг, через рычаги коробки герметизации, качалку управления рулем высоты, установленную в блоке под основным лонжероном центроплана, качалки в гроте фюзеляжа и качалки, размещенные в нижней и верхней частях киля, передается на руль высоты.

Управление элеронами осуществляется отклонением ручки управления самолетом вправо и влево.

От ручки управления движение посредством тяг, проходящих параллельно тягам управления рулями поворота и высоты, передается через рычаги коробки герметизации к качалке, установленной в блоке под основным лонжероном центроплана, от которой движение на элероны передается посредством трубчатых тяг и пяти качалок, размещенных в каждой половине крыла.

Управление триммером руля высоты осуществляется перемещением ручек, установленных в обеих кабинах под подфонарной панелью слева. При движении ручки управления триммером «на себя» триммер отклоняется вниз, а «от себя» — вверх. Движение от ручки управления триммером передается посредством жестких тяг, проходящих через фибровые направляющие, к передаточному механизму, установленному на шпангоуте № 10 фюзеляжа.

Передаточный механизм обеспечивает тяге управления триммером герметичный вывод из кабины. Передаточный механизм представляет собой две самостоятельные качалки: одна из которых, внутренняя, находится в кабине, вторая, наружная,— вне кабины, в фюзеляже. В месте выхода внутренней качалки из кабины установлена резиновая уплотнительная манжета.

От наружной качалки передаточной, механизма движение на триммер передается посредством тяг, проходящих через фибровые направляющие в гроте фюзеляжа, качалки, установленные в нижней и верхней частях киля, кулису и качалку, установленную в руле высоты.

Рис. 23. Кулиса управления триммером:

1 — тяга; 2 — сегмент; 3 — кулисная прорезь; 4 — качалка; 5 — движок; 6 — качалка в руле высоты

Кулиса (рис. 23) обеспечивает стопорение системы управления триммером, чем исключается возможность отклонения триммера от аэродинамических сил.

Кулиса установлена на основной нервюре стабилизатора. Представляет собой плоский сегмент с кулисной прорезью, в которой размещается движок, подвешенный на качалке. При повороте сегмента движок за счет искривления кулисной прорези совершает прямолинейное движение.

Для обеспечения стопорения системы управления триммером движок подвешен на качалке так, что его центр лежит на продолжении оси тяги, пересекающей центр вращения кулисы. Для того чтобы триммер не отклонялся при отклоненчп руля высоты, в последнем установлена качалка, проушина которой совпадает с его осью вращения.

Управление закрылками дистанционное, осуществляется кнопками, установленными на левых пультах в передней и задней кабинах.

Внутренний и внешний закрылки каждой половины крыла приводятся в действие одним гидравлическим цилиндром, который крепится на 8-й нервюре центроплана. В торце штока гидравлического цилиндра ввернута гребенчатая планка, которая находится в зацеплении с зубчатым сегментом, закрепленным на трубчатом валу управлении внутренним закрылком. Трубчатый вал управления внутренним закрылком шаровым шарниром соединяется с трубчатым валом управления внешним закрылком. На каждом трубчатом валу закреплены по два рычага, которые с помощью жестких тяг соединяются со штырями, установленными непосредственно на закрылках.

При подаче давления жидкости в гидравлические цилиндры их штоки перемещаются и гребенчатой планкой поворачивают сегменты вместе с трубчатыми валами. Рычаги, закрепленные на трубчатых валах, через тяги передают движение на закрылки.

При выпуске закрылков их ось смещается назад, при этом закрылки перемещаются на роликах по направляющим рельсам назад и вниз.

Закрылки левой и правой частей крыла не связаны механически. Синхронность их уборки и выпуска обеспечивается реверсивным порционером — агрегатом гидравлической системы самолета.

Система уборки закрылков имеет приспособление для автоматической их уборки при скорости 290±10 км/ч по прибору.

Управление тормозными щитками осуществляется из передней кабины — кнопкой на ручке управления самолетом и переключателем долговременного открытия на рычаге управления двигателем; из задней кабины — нажимным переключателем на рычаге управления двигателем.

Тормозные щитки приводятся в действие двумя гидравлическими цилиндрами, установленными на шпангоуте № 29 фюзеляжа. Штоки цилиндров подсоединяются непосредственно к тормозным щиткам.

Тормозной щиток устанавливается на двух осях подвески, которые размещаются между шпангоутами № 26 и 27 фюзеляжа.

Тормозные щитки механически между собой не связаны. Синхронность их отклонения обеспечивается агрегатами гидравлической системы.

Управление стабилизатором. Изменение угла атаки стабилизатора при выпуске закрылков на 15 и 30° осуществляется автоматически с помощью механизма перестановки стабилизатора, состоящего из электродвигателя и червячной передачи. Электродвигатель механизма помещен в носке стабилизатора и закрыт обтекателем.

Электромеханизм крепится к вилке стабилизатора и к узлу на киле.

КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА УПРАВЛЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕМ

Управление двигателем состоит из управления дроссельным краном и управления стоп-краном (рис. 24).

Управление дроссельным краном осуществляется перемещением рычага управления двигателем (РУД).

Рычаги управления двигателем размещены на левых пультах в передней и задней кабинах. РУД передней кабины представляет собой дюралюминиевую пластину, на которой установлена вращающаяся рукоятка для управления прицелом АСП-3НМУ. Па рукоятке имеются кнопка управления радиопередатчиком и переключатель долговременного открытия тормозных щитков. На верхнем конце рычага установлена кнопка управления самолетным переговорным устройством (СПУ).

РУД второй кабины снабжен неподвижной рукояткой, на которой также установлены кнопка управления радиопередатчиком и переключатель тормозных щитков. На верхнем конце РУД установлена кнопка управления СПУ.

РУД передней и задней кабин соединены между собой жесткой тягой.

Рычаг управления двигателем задней кабины через систему тяг и качалок соединен с рычагом дроссельного крана. Герметический вывод из кабины тяг управления двигателем обеспечивается коробкой герметизации, которая устанавливается в задней кабине.

Внутренняя полость коробки герметизации, которая своей горловиной приклепывается к шпангоуту № 10 фюзеляжа, сообщается с полостью фюзеляжа за кабиной. К боковым стенкам коробки крепятся две втулки с шариковыми подшипниками. Между подшипником и стенкой коробки устанавливается уплотнительное резиновое кольцо.

В каждую втулку вставляется ось. Один конец оси находится внутри коробки, другой — снаружи. На концах оси устанавливаются два рычага, размещенные соответственно внутри коробки и вне ее.

Рис. 24. Кинематическая схема управления двигателем:

1 — рычаг управления двигателем передней кабины; 2 — рычаг стоп-крана передней кабины; 3 — фиксирование рычага управления двигателем; 4 — рычаг управления двигателем задней кабины; 5 — рычаг стоп-крана; 6 — коробка гермовыводов; 7 — тяга управления двигателем; 8 — тяга управления стоп-краном; 9 — гибкая тяга стоп-крана; 10 — качалки управления двигателем; 11 — качалка управления стоп-краном

К наружным рычагам подсоединяются тяги управления дроссельным краном и стоп-краном, проходящие в кабине, а к внутренним — тяги, находящиеся в средней части фюзеляжа.

Управление стоп-краном состоит из двух рычагов управления; коробки герметизации; системы тяг и качалок.

Рычаги управления стоп-краном передней и задней кабин и и алогичны и представляют собой дюралюминиевые пластины с круглыми наконечниками.

Управление стоп-краном в средней части фюзеляжа представляет собой гибкую тягу, которая состоит из дюралюминиевой направляющей трубки с внутренним диаметром 4 мм и стальной проволоки диаметром 3 мм. На концах проволоки навернугы пилки, которыми она соединяется с внутренней качалкой коробки герметизации и с качалкой на раме двигателя. От качалки на раме двигателя через систему тяг и качалок движение передается к рычагу стоп-крана на агрегате АРТ.

Рычаг управления двигателем насажен на одну ось с рычагом управления стоп-краном. В передней кабине на этой оси смонтирован также рычаг фиксации, который через распорную втулку затягивает фрикционный диск РУД; для перемещения РУД требуется большое усилие.

Между РУД и рычагом управления стоп-краном задней кабины установлена фиксирующая пластина, препятствующая закрытию стоп-крана при неубранном «на себя» РУД.

ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ
И ХАРАКТЕРНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ
УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ И ДВИГАТЕЛЕМ

Техническое обслуживание управления самолетом и двигателем включает:

проверку легкости и плавности передачи движений от ручек управления и педалей к рулевым управляющим поверхностям (рулю высоты, рулю направления, элеронам и триммеру руля высоты), а также к рычагам управления дроссельным краном и стоп-краном двигателя;

осмотр узлов и деталей проводки управления;

промывку и смазку шарнирных соединений проводки управления;

проверку углов отклонений рулей, элеронов и триммера, а также рычагов управления дроссельным краном и стоп-краном.

Легкость и плавность управления самолетом и двигателем проверяется путем перемощения ручек управления и педалей в крайние положения. Перемещения должны быть плавными, без заеданий и люфтов и вызывать соответствующие отклонения рулевых поверхностей. Люфты в проиодке управления обнаруживаются по стуку в проводке при возвратно-поступательном перемещении ручек и педалей или рулевых поверхностей. При обнаружении люфтов и заеданий в проводке последовательным осмотром всей проводки выявляется причина неисправности (ослабление резьбовых соединений тяг, люфты качалок, разрушение подшипников тяг и качалок, касание тяг или рулевых поверхностей о неподвижные детали и т. п.) и после ее устранения производится повторная проверка.

При осмотре узлов и деталей проводки особое внимание обращается на наличие зазоров между подвижными и неподвижными элементами при перемещении тяг из одного крайнеги положение в другое, зазоры должны быть не менее 3 мм между тягами и 5 мм между тягами и неподвижными элементами конструкции. В местах прохождения проводки не должно быть каких-либо посторонних предметов.

Тяги проводки не должны иметь потертостей, забоин, деформаций. Наконечники каждой тяги должны быть установлены в таком положении, чтобы обеспечивалась возможность проворачивания тяги вокруг продольной оси. Регулируемый наконечник должен быть ввернут в нарезную втулку тяги на величину, обеспечивающую перекрытие контрольного отверстия во втулке.

Подшипники тяг и качалок должны быть смазаны и не иметь загрязнений. Болтовые соединения проводки должны быть законтрены.

Промывка и смазка шарнирных соединений производится при проведении профилактических работ и при выявлении неисправностей. Открытые подшипники перед смазкой промываются керосином (бензином). Закрытые подшипники не промываются и не смазываются, а только протираются.

Проверка углов отклонений руля высоты, элеронов, стабилизатора, закрылков, триммера производится угломером, устанавливаемым на управляющие поверхности, а руля направления и тормозных щитков — по линейному перемещению их закопцовок от исходного положении Перед проверкой углов из кабины самолета вначале задаются требуемые положения (крайние, промежуточные нейтральные, балансировочные) ручки управления, педалей, рычагов и переключателей, а затем замеряется отклонение управляющих поверхностей. При несоответствии углов отклонения техническим требованиям упорами и регулировочными тягами, указанными в инструкции, производится необходимая подрегулировка с последующей проверкой углов в полном объеме. На левом элероне и руле направления имеются балансировочные ножи, регулировка управления которыми производится только по замечаниям летного состава по поперечной н путевой балансировке самолета при соответствии углов отклонения управляющих поверхностей техническим требованиям.

После каждой регулировки управления самолетом, в том числе и путем изменения положения балансировочных ножей, производится облет самолета с целью проверки управления в полете.

Неисправности системы управления самолетом и двигателем:

рассоединение проводки управления из-за непостановки или выпадания болтов шарнирных соединений проводки. Выявляется неисправность при осмотрах состояния деталей шарнирных соединений проводки. Особое внимание следует обращать при этом на узлы, подвергавшиеся разборке при выполнении регламентных работ, и на состояние контровок гаек болтов соединений;

попадание посторонних предметов в зазоры между тягами проводки управления. Наиболее часто посторонние предметы обнаруживаются в кабине самолета. Посторонними предметами могут быть не только детали, оставленные при выполнении работ (гайки, болты, винты, колодочки, ключи и т. п.), но и детали, отвернувшиеся в процессе эксплуатации (гайки, упоры ручки управления, болты крепления отбортовочных колодок) .

Выявить данную неисправность в отдельных случаях бывает очень трудно из-за плохой доступности к местам осмотра. Поэтому осмотр проводки управления следует производить с использованием подсветп и зеркала. Особое внимание при этом обращается на места возможного нахождения посторонних предметов (пол кабины, впадины, карманы и т. п.). Определяются посторонние предметы методом простукивания резиновым молотком обшивки и кожухов в местах возможного нахождения посторонних предметов.

После выполнения осмотров проводки всегда необходимо проверять, не осталось ли посторонних предметов, а закрытие крышек люков, обеспечивающих доступ к проводке, производить только после контроля указанных мест:

затяжеление управления из-за касания тяг управления о неподвижные детали (касание ручки управления самолетом о «язычок» предохранительного защитного кожуха, касание тяги руля высоты о штепсельный разъем датчика угловых перемещений руля высоты и Др.), заедания в шарнирных соединениях вследствие разрушения подшипников, отсутствия смазки или их загрязнения. Данная неисправность выявляется при проверке легкости управления, осмотрах проводки и контроле зазоров между тягами и неподвижными элементами, который необходимо производить только после проведения всех других работ в местах расположения проводки;

люфты стабилизатора, рулей и элеронов в местах их крепления. Появляются люфты вследствие износа деталей шарнирных сочленений. Устраняются регулировкой или заменой дефектных деталей.

ГЛАВА V. ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА СИСТЕМЫ

На самолете Л-29 гидравлическая система используется для привода агрегатов шасси, закрылков и тормозных щитков.

Гидравлическая силовая система позволяет обеспечивать точное регулирование работы без заметного запаздывания и плавность хода исполнительных устройств; фиксацию исполнительных устройств не только в крайних, но и в промежуточных положениях; получение больших мощностей при сравнительно небольших габаритах и массе источников энергии и исполнительных агрегатов.

Наиболее важные свойства гидравлической силовой системы определяются практической несжимаемостью и высокой вязкостью его рабочего тела — масла АМГ-10.

Благодаря несжимаемости масла давление в системе почти мгновенно распространяется по магистралям и запаздывание в действии системы отсутствует. Несжимаемость жидкости делает возможным фиксацию поршней силовых цилиндров не только в крайних, но и в промежуточных положениях без дополнительных механических упоров.

Вязкость масла оказывает большое влияние на величину сил трения при ее движении в трубопроводах. Чем больше вязкость, тем больше гидравлические потери и противодействие со стороны жидкости, вытесняемой из силового цилиндра. Поэтому даже при отсутствии сопротивления со стороны управляемых объектов для перемещения поршней силовых цилиндров гидросистемы необходимы значительные усилия. Это исключает заметное влияние на движение поршней различных случайных факторов, которые вызывают небольшие по силе противодействия перемещению поршней в цилиндрах (заедания вследствие загрязнения внутренних поверхностей цилиндров, шарнирных соединений, разбухания уплотнений и т. д.).

Кроме того, масло АМГ-10 обладает хорошей смазывающей способностью, что повышает долговечность подвижных соединений. АМГ-10 представляет собой прозрачную жидкость красного цвета. По своему составу является легким нефтяным наслои с пределами кипения от 200 до 300°С, к которому добавлены загуститель, противоокислитель и краситель.

В гидроагрегатах, заполненных маслом АМГ-10 и сжатым воздухом, образуется смесь паров масла и воздуха, которая в условиях высоких давлений и температур способна самовоспламеняться. Поэтому в целях безопасности и надежности работы гидроустройства самолетов заряжаются техническим азотом.

На самолете Л-29 гидравлическая система разделяется на основную и аварийную.

Основная гидравлическая система предназначена для уборки и выпуска шасси; уборки и выпуска закрылков; уборки и выпуска тормозных щитков, а также для автоматического торможения колес при уборке шасси.

Управление основной гидравлической системой электрическое, дистанционное из передней и задней кабин летчиков.

Аварийная гидравлическая система предназначена для аварийного выпуска шасси и закрылков на 30°.

Управление аварийной гидравлической системой механическое с помощью кранов, расположенных на правых пультах в обеих кабинах.

Источником энергии основной гидросистемы является шестеренчатый гидронасос, приводимый в действие от двигателя. Источником энергии для аварийной гидросистемы являются два гидроаккумулятора.

Краткие технические данные гидравлической системы приведены в таблице.

Таблица 6

ОСНОВНАЯ ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА

В зависимости от назначения основную гидравлическую систему условно можно разделить на ряд участков: основную сеть; гидравлическую сеть шасси; гидравлическую сеть тормозных щитков; систему поддавливания гидробачка.

Основная сеть (рис. 25) включает следующие агрегаты и детали:

гидравлический бачок;

гидравлический насос;

фильтр ФГ-11/1;

электрогидрокраны шасси, закрылков и тормозных щитков;

предохранительный клапан;

клапаны подключения наземного гидравлического, насоса;

манометры;

дроссель.

Гидравлический бачок находится в отсеке двигателя и закреплен на кронштейне, смонтированном на противопожарной перегородке. Гидробачок служит резервуаром для рабочей жидкости гидросистемы. Емкость его 8,5 л, количество заправляемого в бачок масла АМГ-10 6,7±0,25 л. Для заправки жидкости в бачке имеется заправочная горловина, герметично закрываемая пробкой. К пробке прикреплена мерная линейка с метками минимального и максимального уровней жидкости, на гидробачке имеются штуцеры для забора жидкости, для слива жидкости из системы, для присоединения трубок дренажа и системы поддавлнвания, для подключения наземного гидронасоса.

Рис. 25. Нагнетающая часть гидросистемы (основная сеть):

1 — гидробачок; 2 — насос; 3, 4 — штуцеры подключения наземного источника питания; 5 — фильтр; 6 — перепускной клапан; 7 — электрокран воздушных тормозов; 8 — электрокран закрылков; 9 — электрокран шасси; 10 — манометры передней и задней кабин; 11 — дроссель

Конец заборного трубопровода расположен посередине бачка, благодаря чему при любом положении самолета обеспечивается подача жидкости без подсоса воздуха.

Гидронасос (рис. 26) шестеренчатого типа, служит для нагнетания жидкости под давлением н гидросистему. В корпус насоси ввернуты им упер подвода жидкости к насосу и штуцер отводя жидкости в систему.

Рис. 26. Гидронасос:

1 — корпус; 2 — ведущая шестерня; 3 — ведомая шестерня; 4, 5 — обоймы игольчатых подшипников; 6 — игольчатые подшипники; 6, 12 — болт; 8 — втулка; 9 — пружина; 10, 11 — втулки с уплотнительными манжетами

Рис. 27. Фильтр:

1 — крышка фильтра; 2 — шарик; 3 — пружина; 4 — регулировочный винт; 5 — внутренний фильтрующий элемент; 6 — корпус; 7 — внешний фильтрующий элемент

Ближе к приводу на корпусе имеется штуцер, через который вытекает жидкость в случае негерметичности уплотнительного сальника привода насоса.

Производительность насоса при n=2500 об/мин в противодавлении 110 кгс/см² — 15±2 л/мин. Крепится насос к коробке приводов лнигателя.

Фильтр ФГ-11/1 (рис. 27) предназначен для очистки рабочей жидкости от механических загрязнений. Установлен в двигательной отсеке с правой стороны.

Рис. 28. Предохранительный клапан:

1 — корпус; 2 — втулка; 3 — клапан; 4 — пружина; 5 — гайка; 6 — штуцер; 7 — стопорное кольцо

Фильтр состоит из корпуса, перепускного клапана и двух фильтрующих элементов: фильтрующего элемента тон-кон очистки саржевого плетения и фильтрующего элемента грубой очистки, изготовленного из профилированной проволоки, намотанной на цилиндрический каркас. Благодаря наличию выступов на поверхности проволоки между витками образуются прерывистые зазоры (щели) шириной 0,08 мм, задерживающие крупные (более 0,08 мм) механические частицы.

При засорении фильтра тонкой очистки жидкость минует его через перепускной клапан и проходит только через фильтр грубой очистки. Перепускной клапан открывается при перепаде давлений не менее 9 кгс/см².

Предохранительный клапан (рис. 28) служит для ограничения верхнего предела давления в гидросистеме. Находится на правой стороне противопожарной перегородки. Состоит из корпуса, пружины и золотникового клапана. При повышении давления в гидросистеме выше допустимого золотниковый клапан, преодолевая усилие пружины, открывается и перепускает часть жидкости в гидробачок. Сила сжатия пружины регулируется на обеспечение максимального давления в гидросистеме 125 кгс/см².

Клапаны подключения наземного гидронасоса (рис. 29) предназначены для подключения к гидросистеме самолета наземного насоса при проверке системы на неработающем двигателе.

Клапан подключения всасывающей линии состоит из корпуса и шарнкшшго клапана с пружиной. Клапан подключения высокого давления состоит из корпуса, в котором расположены два шариковых клапана.

Маил метры МГ-160 предназначены для контроля за работой гидросистемы, расположены на правых пультах в передней и задней кабинах. Диапазон измерения давления от 0 до 160 кгс/см².

Рис. 29. Клапан подключения наземного насоса:

1 — корпус; 2 — крышка; 3 — шарик; 4 — пружина

Электрогидрокраны (рис. 30) служат для управления уборкой и выпуском шасси, закрылков и тормозных щитков. Краны соединены последовательно в следующем порядке: кран шасси, кран закрылков, кран тормозных щитков. Все три крана установлены в правой нише шасси на передней стенке лонжерона. Краны по конструкции аналогичны.

Электрогидрокран представляет собой агрегат, состоящий из электромагнитного механизма и управляемого им распределительного золотника. Распределительный золотник имеет три проточки для перепуска жидкости на выпуск, на уборку и к другому крану.

На корпусе крана имеется пять штуцеров: в линии подвода рабочей жидкости к крану от насоса; в линии, соединяющей краны; в линии слива жидкости в гидробачок; в линии выпуска; в линии уборки. При нейтральном положении кнопок управления шасси, закрылками и тормозными щитками электромагниты кранов обесточены и распределительные золотники занимают среднее положение. При этом штуцеры линии подвода соединены посредством проточки на золотнике со штуцерами линии, соединяющей краны, и все краны сообщаются между собой; рабочая жидкость проходит через краны и сливается в гидробачок. При нейтральном положении всех кнопок управления линии уборки и выпуска всех трех систем (шасси, закрылков и тормозных щитков) отключены от основной сети.

Рис. 30. Электрогидрокран:

1 — корпус; 2 — золотник; 3, 18, 21, 27 — шайбы; 4 — вннт; 5 — упор; 6, 15 — втулки; 7, 13 — пружины; 8, 17, 25 — винты; 9 — заглушка; 10 — соединительная гайка; 11 — шарик; 12 — крышка; 14 — штуцер; 16 — уплотнительные кольца; 19 — корпус электромагнита; 20 — уплотнительное кольцо; 22 — гайка; 23 — шплинт; 24 — ниппель; 26 — штуцер

При включении в кабине кнопки уборки шасси, закрылков или тормозных щитков включается нижний электромагнит соответствующего электрогидрокрана, и золотниковый распределитель передвигается в крайнее нижнее положение. При этом линия подвода жидкости от насоса соединяется с линией уборки данной системы, а линия выпуска системы сообщается с линией слива жидкости в бачок.

При включении в кабине кнопки выпуска шасси, закрылков или тормозных щитков включается верхний электромагнит соответствующего электрогидрокрана, и золотниковый распределитель передвигается в крайнее верхнее положение. При этом линия подвода жидкости от насоса соединяется с линией выпуска данной системы, а линия уборки системы сообщается с линией слива жидкости в бачок.

При включенном электромагнитном кране шасси (утоплена кнопка уборки или выпуска шасси) рабочая жидкость к электромагнитным кранам закрылков и тормозных щитков не поступает. В случае включения крана закрылков жидкость не поступает к крану тормозных щитков.

Дроссель установлен перед манометрами. Его назначение — демпфировать колебания давления жидкости перед манометрами с целью исключения колебаний стрелок манометров.

Работает основная сеть следующим образом. Из гидробачка рабочая жидкость поступает в гидронасос, который подает ее через фильтр к электрогндрокранам. При выключенных крапах (в кабинах кнопки управления системами находятся в положении «Выключено») рабочая жидкость проходит через них и возвращается в гидробачок. При этом манометры фиксируют величину гидравлического сопротивления сети, максимальное значение которого 12 кгс/см².

При включении одного из электрогидрокранов (в кабине включена одна из кнопок управления шасси, закрылков или тормозных щитков) к основной сети подключается одна из рабочих сетей, сопротивление на пути жидкости возрастает, давление в основной системе повышается. При давлении свыше 125 кгс/см² предохранительный клапан открывается и перепускает часть жидкости в гидробачок, ограничивая максимальное давление в системе.

Гидравлическая сеть шасси (рис. 31) предназначена для уборки и выпуска шасси и торможения колес при уборке шасси. Включает следующие основные агрегаты и детали:

гидравлические цилиндры передней и основных стоек шасси;

гидравлические цилиндры щитков основных стоек шасси;

согласующие клапаны;

цилиндры открытия механических замков;

аварийные переключатели;

обратные клапаны;

односторонние гндрозамки;

дроссели;

цилиндр автоматического торможения колес.

Гидравлические цилиндры передней {рис. 32) и основных стоек шасси и гидравлические цилиндры щитков основных колес являются исполнительными агрегатами в гидравлической сети шасси.

Рис. 31. Гидравлическая сеть шасси:

1 — электрогидрокран шасси; 2 — силовой цилиндр основной стойки; 3 — силовой цилиндр носовой стойки: 4 — силовой цилиндр щитка; 5 — согласующий клапан; 6 — цилиндры замков; 7 — гидрозамок; 8 — кран стравливания; 9 — клапан переключения; 10 — запорный клапан; 11 — обратный клапан; 12 — демпферный клапан; 13 — цилиндр торможения колес

Рис. 32. Цилиндр уборки (выпуска) передней стойки:

1 — цилиндр; 2 — шток; 3 — шарик; 4 — дистанционное кольцо; 5 — пружина; 6 — плавающий поршень; 7 — контровка; 8 — ушко цилиндра; 9, 16, 18 — гайки; 10 — ниппель; 11 — алюминиевая шайба; 12, 13, 19 — уплотнительные кольца; 14 — прокладка; 15 — вильчатый болт; 17 — шайба; 20 — центровочный винт; 21 — колпачок; 22 — штифт

Рис. 33. Согласующий клапан:

1 — корпус; 2 — шарик; 3 — пружина; 4 — плунжер; 5 — пружина; 6 — регулировочный винт

Согласующие клапаны (рис. 33) служат для согласования уборки щитков основных колес с уборкой основных стоек шасси.

Рис. 34. Аварийный переключатель:

1 — корпус; 2 — поршень; 3 — штуцер; 4 — пружина; 5, 6 — алюминиевая шайба; 7 — ниппель; 8, 10 — контровка; 9 — предохранительные колпачки

Рис. 35. Обратный клапан:

1 — корпус; 2 — направляющая пробка; 4 — пружина; 5, 7 — алюминиевые кольца; 6 — шарик; 8, 9 — контровка; 10 — ниппель; 11 — предохранительные колпачки

Согласующий клапан состоит из корпуса, шарикового клапана и штока, выдвигаемого из корпуса пружиной. Проход жидкости через согласующий клапан к гидравлическому цилиндру на уборку щитка колеса возможен только тогда, когда основная стойка шасси в конце уборки утопит шток согласующего клапана и откроет его шариковый клапан.

Рис. 36. Односторонний гидрозамок:

1 — корпус; 2 — штуцер; 3 — седло; 4 — конус; 5 — поршень; 6, 7 — пружины; 8, 9 — уплотнительные кольца

Согласующие клапаны крепятся к нервюрам № 6 в нишах основных стоек шасси.

Аварийные переключатели (рис. 34) предназначены для обеспечения подачи давления жидкости в линию выпуска шасси при их аварийном выпуске.

Аварийный переключатель состоит из корпуса, золотникового двустороннего клапана и пружины.

При работе основной гидравлической системы золотниковый клапан перекрывает аварийную сеть. При аварийном выпуске шасси золотниковый клапан отключает основную систему. Установлены аварийные переключатели в нишах стоек шасси.

Обратные клапаны (рис. 35) служат для перепуска жидкости в одном направлении. Обратный клапан состоит из корпуса, шарикового клапана и пружины. Установлены в нишах стоек шасси.

Односторонние гидрозамки (рис. 36) предназначены для запирания столба жидкости в определенном участке гидравлической системы с целью исключения самопроизвольного складывания стоек шасси.

Гидрозамок состоит из корпуса, крышки, золотникового клапана с пружиной, поршня и пружины поршня. На гидрозамке имеются три штуцера: входной, боковой и выходной, размещенные на крышке, и штуцер на корпусе— для подвода давления на открытие гидрозамка.

Гидрозамки установлены в линии уборки шасси. Через боковой штуцер жидкость, преодолев сопротивление пружин клапана, открывает его и проходит через выходной штуцер в линию выпуска шасси.

При падении давления на входе или прекращении подачи жидкости клапан под действием своей пружины закрывается и запирает столб жидкости между поршнем гидравлического цилиндра основной стойки шасси и клапаном, не давая возможности «сложиться» основной стойке шасси.

Для обеспечения перепуска жидкости в обратном направлении необходимо к штуцеру на корпусе подвести давление не менее 20 кгс/см². При этом поршень, преодолевая сопротивление обеих пружин, откроет клапаи.

Цилиндры открытия механических замков (рис. 37) предназначены для открытия механического замка выпущенного положения передней стойки и для открытия механических замков убранного положения основных стоек шасси.

Все три цилиндра одинаковы и состоят ил гильзы и поршня, выполненного заодно целое со штоком.

Цилиндр открытия механического замка стойки шасси установлен на шпангоуте № 3 и закреплен на обойме механического замка.

Рис. 37. Цилиндр открытия механических замков:

1 — цилиндр; 2 — поршень; 3 — крышка; 4 — контровочный винт; 5, 6 — уплотнительные кольца; 7 — уплотнительная прокладка

Рис. 38. Дроссель:

1, 2 — штуцеры; 3 — пластинки: 4 — фильтр; 5 — распорные кольца; 6 — уплотнительный конус; 7 — контровка

Цилиндры открытия механических замков основных стоек шасси установлены в нишах рядом с механическими замками.

Дроссели (рис. 38) служат для поглощения пульсации давления потока рабочей жидкости и для обеспечения определенной скорости уборки и выпуска шасси.

Дроссель состоит из корпуса с двумя крышками и дросселирующих пластинок с несоосно расположенными отверстиями малого диаметра.

Рис. 39. Цилиндр автоматического торможения колес:

1 — корпус; 2 — штуцер; 3 — шток; 4 — пружина; 5 — регулировочный винт

Цилиндр автоматического торможения колес (рис. 39) служит для автоматического торможения колес при уборке шасси. Подключен к линии уборки шасси. Состоит из цилиндра с крышкой; поршня со штоком, в который ввернут регулировочный наконечник, и возвратной пружины.

При уборке шасси рабочая жидкость действует на поршень и выдвигает его. Шток поршня при этом надавливает на клапан ПУ-7 системы торможения, и колеса затормаживаются. Регулировочным наконечником регулируется величина давления торможения колес.

При прекращении подачи рабочей жидкости на уборку шасси прекращается подача жидкости к цилиндру торможения, возвратная пружина убирает шток — колеса растормаживаются.

Работа гидравлической сети шасси

Управление гидравлической сетью шасси осуществляется с помощью кнопок, расположенных на щитках управления шасси в передней и задней кабинах на левой стороне приборных досок.

На самолетах Л-29 с 16-й серии на левой неоткидной части приборной доски заднем кабины установлен выключатель, с помощью которого может быть отключено управление выпуском и уборкой шасси из передней кабины.

Уборка шасси

Для уборки шасси необходимо (в полете при работающем двигателе или на земле при подключенном наземном гидронасосе и установленном на подъемники самолете) нажать верхнюю кнопку на щитке управления шасси в кабине, предварительно открыв предохранительный колпачок. При этом замыкается цепь электромагнита крана шасси, кнопка удерживается в утопленном положении, золотник крана шасси перемещается и пропускает рабочую жидкость из основной сети в линию уборки шасси. Жидкость открывает односторонние гидрозамки и одновременно через дроссели поступает в гидравлические цилиндры основных стоек шасси, открывает шариковые замки и выдвигает штоки гидравлических цилиндров. Основные стойки шасси убираются. Давление в системе (по манометру) не превышает 100 кгс/см².

К концу уборки основные стойки нажимают на штоки согласующих клапанов и открывают их. Жидкость через согласующие клапагы поступает в гидравлические цилиндры щитков колес, и щитки закрываются.

Выдавливаемая из гидроцилиндров основных стоек жидкость через гидрозамки, обратные клапаны, аварийные переключатели и кран шасси сливается в гидробачок. Из гидроцилиндров щитков колес жидкость сливается по этому же пути.

Одновременно жидкость движется и к передней стойке шасси, где в первую очередь поступает в цилиндр открытия механического замка, выдвигает его шток и открывает механический замок выпущенного положения передней стопки. Затем через дроссель жидкость поступает в гидроцилипдр и убирает стойку шасси. Выдавливаемая из гидроцилиндра жидкость через аварийный переключатель и кран шасси сливается в бачок.

После уборки каждой стойки шасси и срабатывания замка ее убранного положения замыкается соответствующий концевой выключатель и загорается красная лампочка сигнализации положения стойки. Через 4 с после уборки всех трех стоек электромагнит крана шасси обесточивается, золотник возвращается в среднее положение, прекращается подача жидкости в сеть шасси, кнопка уборки шасси возвращается в исходное положение, а манометр отмечает давление не выше 12 кгс/см².

Общая продолжительность уборки шасси около 9 с. В электроехсме управления шасси установлено временное реле ВМ-2, которое в течение 4 с после срабатывания всех трех концевых выключателей шасси подает питание на электромагнит крана шасси.

При уборке шасси подается давление в цилиндр автоматического торможения и осуществляется затормаживание основных колес шасси.

Выпуск шасси

Для выпуска шасси необходимо нажать нижнюю кнопку на щитке управления шасси. При этом замыкается сеть электромагнита крана шасси, кнопка удерживается в утопленном положении, золотник крана шасси перемешается и пропускает жидкость из основной сети в линию выпуска шасси.

Жидкость через аварийный переключатель поступает в цилиндры открытия механических замков. Вначале открываются замки убранного положения щитков основных колес, а затем згмки убранного положения основных стоек шасси.

Пройдя цилиндры открытия механических замков, жидкость поступает одновременно в гидроцилиндры щитков основных колес и через гидрозамки — в гидроцилиндры основных стоек шасси. Давление в системе возрпстгкт до 100 кгс/см². Щитки основных колес и основные стойки выпускаются. Из гидроцилнндров основных стоек жидкость сливается в гидробачок через дроссели и кран шасси, а из гидроцилнндров щитков колес — через согласующие клапаны и кран шасси.

В гидроцилиндр передней стойки жидкость поступает через аварийный переключатель. Под действием давления жидкости шариковый замок убранного положения передней стойки открывается, происходит ее выпуск. Из гидроцилиндра жидкость через дроссель, обратный клапан, дроссель и кран шасси сливается в гидробачок.

Рис. 40. Гидравлическая сеть закрылков:

1 — электрогидрокран (кран закрылков); 2 — рабочий цилиндр; 3 — реверсивный порционер; 4 — гидрозамок; 5 — обратный клапан; 6 — переключающий клапан; 7 — односторонний гидрозамок

При закрытии замков выпущенного положения стоек шасси срабатывают концевые выключатели и загораются зеленые лампочки на указателе положения шасси. Через 4 с после закрытия всех трех замков выпушенного положения стоек срабатывает реле времени ВМ-2, электромагнит крана шасси обесточивается, золотник занимает среднее положение и прекращается подача жидкости в сеть шасси. Кнопка выпуска шасси возвращается в исходное положение. Манометр отмечает давление в системе не выше 12 кгс/см².

Гидравлическая сеть закрылков (рис. 40) предназначена для уборки и выпуска закрылков. Нажатием на кнопки, расположенные на щитках управления закрылками на левых пультах в обеих кабинах, закрылки можно переместить в любое из трех положений: «Убраны»: «Выпущены на 15°» (взлетное положение); «Выпущены на 30°» (посадочное положение).

В каждом из этих положений закрылки фиксируются с помощью двусторонних гидравлических замков. Сеть закрылков включает следующие агрегаты: гидроцилиндры закрылков; реверсивный распределитель (порционер); двусторонние гидрозамки; аварийные переключатели; обратный клапан с демпфированием.

Рис. 41. Гидроцилиндр закрылков:

1 — шток; 2 — крышка; 3 — цилиндр; 4 — сальник; 5 — накидная гайка; 6 — упорные кулачки; 7, 8 — стальные кольца; 9 — контровочный винт; 10 — ниппель; 11 — уплотнительная шайба; 12 — предохранительный колпачок; 13 — контровка; 14, 15, 16, 17 — резиновые уплотнительные кольца; 18 — войлочное кольцо

Гидроцилиндры закрылков (рис. 41) предназначены для уборки и выпуска закрылков. Гидроцилиндр представляет собой цилиндр, в котором перемещается поршень со штокои. С одной стороны на цилиндр наворачивается крышка с проушиной, с помощью которой цилиндр крепится к 8-й нервюре центроплана. С другой стороны в цилиндре с помощью накидной гайки крепится уплотнительный сальник.

В торец штока вворачивается зубчатая рейка, которая находится в зацеплении с зубчатым сегментом управления закрылками.

Реверсивный распределитель (порционер) предназначен для обеспечения синхронности отклонения закрылков при уборке и выпуске.

Порционер делит поступающую жидкость на два равных потока, направляет эти потоки в гидроцилиндры при уборке закрылков и пропускает равные количества жидкости из гидроцилиндров при выпуске закрылков независимо от величины нагрузки, действующей на каждый из них

Порционер состоит из дроссельного механизма, золотниковой пары и обратных клапанов, размещенных в общем корпусе.

Принцип деления жидкости при прямом ходе (от насоса в систему) состоит в том, что при некотором общем ее расходе через порционер дроссельный механизм открывает равные дроссельные сечения, в силу чего сопротивления обеих ветвей равны между собой и общий расход жидкости распределяется поровну в каждую ветвь.

Так как при равных расходах равны и потери давления в каждой ветви, то и давление на золотник с обеих сторон будет одинаковым.

Если противодавление от одного из закрылков, например от подключенного к правой ветви порционера, уменьшится, то расход жидкости в этой ветви увеличится, увеличатся также и потери давления.

В результате увеличения потерь давления в правой ветви давление на золотник с правой стороны уменьшится, золотник переместится вправо, прикроет окна правой стороны гильзы и уменьшит расход жидкости.

Перемещение золотника будет происходить до тех пор, пока давление на золотник справа станет равным давлению слева, а это возможно лишь при равенстве расходов.

В случае неточного деления потока порционером или небольшой разницы рабочих объемов гидроцилиндров поршень одного из них, например левого, может дойти до своего крайнего положения несколько раньше другого (правого). В этом случае вследствие прекращения движения жидкости в левой ветви возрастает давление до величины давления на входе в порционер. Золотник резко сместится и перекроет подачу жидкости в правый гидроцилиндр.

Чтобы при таком положении золотника поршень правого гидроцилиндра дошел до крайнего положения, в гильзе золотника имеются специальные «отверстия дожима», через которые проходит жидкость и медленно дожимает отстапший поршень.

Процесс деления потока при обратном ходе поршня аналогичен процессу при прямом ходе.

Порционер установлен в линии уборки закрылков для того, чтобы обеспечить синхронный выход закрылков при их аварийном выпуске. При малых расходах жидкости (менее 0,6 л/мин) работа порционера нарушается и порционер не обеспечивает сннхронный выпуск (уборку) закрылков. Если при неоконченном цикле уборки (выпуска) шасси включить кран управления закрылками, то через него пойдет малое количество жидкости и возможен несинхронный выпуск (уборка) закрылков.

Рис. 42. Двусторонний гидрозамок:

1 — корпус; 2 — поршень; 3 — пружина; 4 — корпус клапана; 5, 12 — предохранительный колпачок; 6 — контровка; 7, 8 — уплотнительные шайбы, 9 — уплотнительное кольцо; 10, 14 — штуцер; 11 — клапан; 13 — пружима; 15 — термоклапан

С целью исключения возможности управления закрылками при неоконченном цикле уборки (выпуска) шасси введена электрическая блокировка включения крана управления закрылками.

Двусторонние гидрозамки (рис. 42) служат для фиксации штоков рабочих цилиндров закрылков в любом положении в направлении выпуска и уборки.

Гидрозамок состоит из двух одинаковых половин. Его основными частями являются: корпус со штуцерами; поршень с резиновым уплотнительным кольцом; пружины, удерживающие поршень в среднем положении; клапаны, прижимаемые к седлу пружинами; предохранительные клапаны, состоящие из шарика, направляющей и пружины.

Через боковые штуцеры к гндрозамку подводится рабочая жидкость. Через центральные штуцеры гидрозамок сообщается с гпдроцн.шнлром закрылков (с полостью уборки и полостью выпуска).

При подаче рабочей жидкости на уборку или выпуск закрылков открывается соответствующий клапан гидрозамка и жидкость поступает в гидроцилиндр закрылков.

Одновременно под давлением жидкости перемещается, но н противоположную сторону, поршень, который открывает клапан второй половины гилрозамка, обеспечивая слив выдавливаемой из гидроцилиндра жидкости.

При прекращении подачи жидкости поршень займет среднее положение и клапаны в обеих половинах яинах гидрозамка под действием пружин закроются. Жидкость в участках между центральными штуцерами и поршнем гидроцилиндра закрылков запирается, фиксируя положение поршня гидроцилиндра, а значит, и закрылков.

При повышении температуры окружающей среды давление запертой гидрозамком жидкости возрастает. Для предупрежден разрушения трубопроводов при повышении давления свыше 140±5 кгс/см² открывается предохранительный шариковый клапан и стравливает опасное давление.

Рис. 43. Обратный клапан с демпфированием

1 — корпус; 2 — пробка; 3 — клапан; 4 — дросселирующая прокладка; 5 — пружина; 6 — уплотнительное кольцо: 7 — контровка

Аварийные переключатели по назначению и конструкции аналогичны аварийным переключателям системы шасси.

Обратный клапан с демпфированием (рис. 43) служит для обеспечения уборки и выпуска закрылков с определенной скоростью.

Состоит из корпуса, в котором размещены клапан с дроссельным отверстием и демпфирующая прокладка с отверстием. Между клапаном и демпфирующей прокладкой установлена пружина.

Обратный клапан с демпфированием пропускает и дросселирует рабочую жидкость в двух направлениях, но в разной степени за счет ратных по диаметру отверстий в клапане и демпфирующей прокладке.

Работа гидравлической сети закрылков

Управление гидравлической сетью закрылков осуществляется с помощью кпопок, расположенных на левых панелях в передней и задней кабинах. На самолетах с 15-й серии введена электрическая блокировка, пая возможность одновременного управления закрылками из обеих кабин.

Для выпуска закрылков на 15° пли 30° необходимо нажать на соответствующую кнопку на щитке управления закрылками.

Кнопка удерживается в утопленном положении и замыкает цепь электромагнита крана закрылков. Золотник крана перемещается и перепускает жидкость через аварийные переключатели, двусторонние гидрозамки и гидроцилиндры закрылков. Закрылки выпускаются. Из гидроцилиндров жидкость выдавливается через двусторонние гидрозамки, реверсивный порционер. обратный клапан с демпфированием и кран закрылков в гидробачок. Манометр показывает давление не более 35 кгс/см².

При выходе штоков гидроцилиндров в положение, соответствующее выпуску закрылков на 15 или 30° (в зависимости от утопленной кнопки), срабатывают концевые выключатели, электромагнит крана закрылков обесточивается, золотник занимает среднее положение, прекращается подача жидкости в сеть закрылков, кнопка выпуска закрылков возвращается в исходное положение.

На щитке управления закрылками загорается лампочка сигнализации положения закрылков:

оранжевая — при выпуске закрылков на 15°;

зеленая — при выпуске закрылков на 30°.

Манометр показывает давление не выше 12 кгс/см².

Общая продолжительность цикла выпуска закрылков на 15° — 2,5 с, на 30° — 3 с.

Для уборки закрылков необходимо нажать на кнопку уборки закрылков. Кнопка удерживается в утопленном положении, замыкая сеть электромагнита крана закрылков. Золотник крана перемещается и перепускает жидкость через обратный клапан с демпфированием, реверсивный распределитель и двусторонние гидрозамки в гидроцилиндры закрылков.

Закрылки убираются. Выдавливаемая из гидроцилиндров жидкость сливается в гидробачок через двусторонние гидрозамки, аварийные переключатели и кран закрылков.

Давление в гидросистеме во время уборки закрылков не более 60 кгс/см². В убранном положении закрылков срабатывает концевой выключатель, электромагнит крана закрылков обесточивается, золотннк занимает среднее положение, прекращается подача жидкости в сеть закрылков и кнопка уборки закрылков возвращается в исходное положение. На щитке управления закрылками загорается красная лампочка сигнализации положения закрылков. Манометр показывает давление не более 12 кгс/см². Общая продолжительность цикла уборки закрылков 2 с из положения «Выпущены на 15°» и 2,5 с из положения «Выпушены на 30°».

Рис. 44. Гидравлическая сеть тормозных щитков:

1 — цилиндр; 2 — двусторонний гидрозамок; 3 — реверсивный порционер; 4 — обратный клапан; 5 — двойные запорные краны; 6 — кран тормозных щитков

Рис. 45. Двойной запорный клапан:

1 — корпус; 2, 7 — уплотнительное кольцо; 5, 13 — пружины; 6 — клапан; 8 — предохранительный колпачок; 9 — контровка; 10 — седло клапана; 11 — резиновое кольцо, 12 — ниппель штуцера; 14 — накидная гайка; 15 — прокладка

Гидравлическая есть воздушных тормозов (рис. 44) предназначена для уборки и выпуска тормозных щитков Управление тормозными щитками осуществляется из передней кабины с помощью электрического перекидного переключателя, установленного на секторе газа, и кнопки на ручке управления самолетом из задней кабины посредством нажимного переключателя на секторе газа.

Агрегаты сети закрылков в основном расположены в хвостовой части фюзеляжа. К нмм относятся:

гидроцилиндры тормозных щитков;

реверсивный распределитель;

обратный клапан с демпфированием:

двусторонние гидрозамки;

двойные запорные клапаны (легкоразъемное соединение).

Гидроцилиндры тормозных щитков аналогичны гидроцилиндрам закрылков и отличаются от них в основном размерами.

Реверсивный распределитель, обратный клапан с демпфированием, двусторонние гидрозамки аналогичны соответственно реверсивному распределителю, обратному клапану с демпфированием и двусторонним гидрозамкам сети закрылков.

Двойные запорные клапаны (рис. 45) герметично запирают концы трубопровода при его разъединении в случае отстыковки хвостовой частя фюзеляжа, благодаря чему исключается появление воздушных пробок и потеря жидкости.

Двойной запорный клапан состоит из двух отдельных клапанов (шарикового н тарельчатого), соединенных накидной гайкой в один агрегат. В собранном виде двойной запорный клапан пропускает рабочую жидкость в обоих направлениях. При отво; чивании накидной гайки проходные сечения двойно! опорного клапана герметично закрываются с пдной стороны шариковым клапаном, с другой — тарельчатым клапаном.

Работа гидравлической сети тормозных щитков

Для выпуска тормозных щитков необходимо нажать кнопку на ручке управления самолетом или переместить вперед переключатель на РУД. При этом замыкается цепь электромагнита крана тормозных щитков, перемещается золотннк крана и рабочая жидкость через двойной запорный клапан, обратный клапан с демпфированием, порционер и двусторонние гндрозамки поступает в гидроцилиндры тормозных щитков. Щитки выпускаются.

Рис. 46 Система поддавливания гидробачка:

1 — гидробачок; 2 — обратный клапан: 3 — редуктор; 4 — фильтр: 5 — предохранительный клапан

Выдавливаемая из гидроцилиндров жидкость через двусторонние гидрозамки, двойной запорный клапан и кран щитков сливается в гидробачок.

Давление рабочей жидкости в системе во время выпуска тормозных щитков не более 40 кгс/см². Время выпуска тормозных щитков около 3 с.

В начале выпуска тормозных щитков загораются зеленые лампочки сигнализации положения щитков, которые находятся па левой стороне приборных досок в обеих кабинах.

Для уборки тормозных щитков необходимо переместить назад переключатель на РУД или отпустить кнопку на ручке управления самолетом (если она была нажата). При этом срабатывает электрогидрокран тормозных щитков и жидкость через двойной запорный клапан и двусторонние гидрозамки поступает в гидроцилиндры щитков.

Тормозные шитки убираются.

Выдавливаемая из гидроцилиндрл жидкость через двусторонние гидрозамки, порционер, обратный клапан с демпфированием, двойной запорный клапан и кран тормозных щитков сливается в гидробачок.

Рис. 47. Редуктор низкого давления РВ-07:

1 — корпус; 2 — золотник; 3 — пружина; 4 — мембрана; 5 — пружина; 6 — толкатель; 7 — регулировочный винт; 8 — гайка

Давление в сети во время уборки тормозных щитков не более 100 кгс/см². При полностью убранных тормозных щитках срабатывает концевой выключатель, гаснет лампочка сигнализации и кран тормозных щитков автоматически переключается в нейтральное положение. Маиометр отмечает давление не выше 12 кгс/см².

Система поддавливания гидробачка (рис. 46) предназначена для обеспечения надежной работы гидронасоса на больших высотах. Поядавливание осуществляется посредством сжатого воздуха, подводимого из компрессора двигателя.

В систему поддавливания входят следующие агрегаты и детали:

фильтр;

редуктор низкого давления РВ-07;

обратный клапан;

предохранительный клапан.

Детали и агрегаты системы установлены на правом верхнем подкосе рамы двигателя.

Фильтр предназначен для очистки от механических частиц воздуха, поступающего из компрессора.

Фильтрующим элементом является металлическая сетка.

Рис. 48 Предохранителышй клапан:

1 — корпус; 2 — крышка со штуцером; 3 — золотник; 4 — упор; 5 — уплотнительная прокладка; 6 — пружина

Редуктор низкого давления РВ-07 (рис.47) служит для понижения давления воздуха, поступающего из компрессора, от 1,8...4,3 кгс/см² до 0,7 кгс/см².

Редуктор РВ-07 состоит из следующих деталей: клапана; пружины клапана; мембраны; пружины мембраны; толкателей.

Все детали установлены в одном корпусе.

Полость нал мембраной сообщается с выходным каналом редуктора. При отсутствии давления в гидробачке или при давления в гвдробачке ниже 0.7 кгс/см² пружина отжимает мембрану, которая через толкатели открывает клапан Воздух из компрессора при открытом клапане редуктора поступает в гидробачок.

При повышении давления в гидробачке свыше 0,7 кгс/см² мембрана, сжимая пружину, прогибается и клапан под действием своей пружины закрывается.

Обратный клапан служит для предотвращения стравливания давления воздуха из гидробачка в случае неисправности системы поддавливання.

Предохранительный клапан (рис. 48) предназначен для стравливания через дренаж избытка воздуха и рабочей жидкости при аварийном выпуске шасси и закрылков и для предохранения гидробачка от опасного повышения давления при неисправной работе РВ-07. Клапан золотникового типа. Отрегулирован на избыточное давление 1,5±0,3 кгс/см².

АВАРИЙНАЯ ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА

Система предназначена для аварийного выпуска шасси и аварийного выпуска закрылков на 30°. Подключена к основной сети перед электрогидрокранами через обратный клапн.

Аварийная система (рис. 49) включает в себя следующие агрегаты:

гидравлические аккумуляторы;

обратный клапан;

аварийные краны шасси;

аварийные краны закрылков;

краны стравливания;

гидравлические манометры;

переключающие клапаны типа односторонних гидрозамков.

Рис. 49. Схема аварийной гидросистемы:

1 — гидроаккумулятор; 2 — кран; 3, 4, 5 — краны шасси, закрылков, тормозных щитков; 6 — аварийный кран шасси; 7 — аварийный кран закрылков; 8 — аварийные переключатели шасси; 9 — аварийные переключатели закрылков; 10 — кран; 11, 12 — манометры

Гидравлические аккумуляторы (рис. 50) являются источником гидравлической энергии аварийной системы. Оба гидроаккумулятора установлены во второй кабине пол полом.

Шарообразный корпус гидроаккумулятора изготовлен из листовой термически обработанной стали. В нижнюю часть гидроаккумулятора ввернут штуцер. На противоположной стороне в корпусе имеется горловина для установки резиновой мембраны, разделяющей внутренний объем гидроаккумулятора на две камеры — пневматическую и гидравлическую. Края мембраны прижимаются к буртику горловины крышкой, которая притягивается гайкой. В крышку ввернут зарядный клапан для зарядки пневматической камеры гидроаккумулятора сжатым газом. Зарядное давление азота 50±1 кгс/см².

Рис. 50. Гидравлический аккумулятор:

1 — крышка; 2 — гайка; 3 — уплотнительное кольцо; 4 — входной штуцер; 5 — уплотнительное кольцо; 6 — ушко крепления; 7 — винт; 8 — корпус; 9 — мембрана; 10 — зарядный клалан; 11 — прокладка; 12, 13 — контровка; 14 — штифт

Рис. 51. Аварийный кран шасси и закрылков:

1 — корпус; 2 — стержень; 3 — конус; 4 — сальник; 5 — фланец; 6 — втулка; 7 — винт; 8 — маховик; 9 — гайка

Обратный клапан представляет собой шариковый клапан с пружиной, установлен между основной сетью и гидроаккумуляторами. Через обратный клапан ествляется зарядка аккумуляторов рабочей жидкостью из основной сети.

Аварийные краны шасси и закрылков (рис. 51) размещены в обеих кабинах на правых пультах (в каждой кабине — аварийный кран шасси и аварийный кран закрылков). Служат для управления аварийным выпуском шасси и закрылков. По конструкции они аналогичны. Аварийный кран состоит из стального корпуса, в который запрессовано бронзовое кольцо, являющееся седлом конусного клапана. Конусный клапан закреплен на стержне, который вворачивается в корпус. На конце стержня насажен маховичок.

Рис. 52. Клапан стравливания

1 — гайка: 2 — седло клапана; 3 — яажкчной винт: 4 — шарик

При вращении маховичка по часовой стрелке стержень вворачивается в корпус крана и конусный клапан отключает гидроаккумулятор от сети (кран закрыт). При вращении маховичка против часовой стрелки кран открывается и сообщает гидроаккумуляторы с сетью.

Клапаны стравливания (рис. 52) служат для стравливания жидкости из аварийной системы после аварийного выпуска шасси или закрылков. В закрытом положении полый нажимной винт прижимает шарик к седлу клапана.

При отворачивании нажимного винта шарик отходит от седла и жадность через боковое отверстие и внутреннюю полость нажимного винта сливается наружу. Краны стравливания системы шасси и закрылков установлены в нише правой стойки шасси.

На самолетах Л-29 с 23-й серии для стравливания давления из аварийной магистрали шасси после аварийного их выпуска установлен стравливающий кран, ручка управления которым размещена на вертикальной стенке левой панели передней кабины.

Переключающие клапаны соединяют магистрали уборки основной сети шасси (закрылков) с гндробачком при аварийном выпуске шасси (закрылков). В качестве переключающих клапанов используются односторонние гилрозамкя.

Гидравлические манометры МГ-160 предназначены для контроля за давлением в аварийной системе. Установлены они на правых пультах в передней и заднем кабинах самолета.

Работа аварийной системы

При работе гидронасоса во время работы двигателя или при подключении наземного гидронасоса по мере нарастания давления в основной сети происходит зарядка гидроаккумулятора жидкостью (если он не был заряжен) через обратный клапан аварийной системы. При этом жидкость поступает в гидравлическую полость гидроаккумулятора и, заполняя ее, через мембрану сжимает азот в воздушной полости гидроаккумулятора. Манометр фиксирует величину давления жидкости в гидравлической полости гидроаккумулятора. Чтобы гидроаккумулятор зарядился полностью, необходимо создать давление в основной сети 100 кгс/см². Для этого необходимо несколько раз выпустить и убрать тормозные шатки.

Аварийный выпуск шасси

Для аварийного выпуска шасси необходимо открыть (повернуть маховик на два оборота влево) аварийный кран в передней или задней кабине.

Жидкость из гидравлической полости гадроаккумулятора под давлением азота, передаваемым через мембрану, поступает через открытый аварийный кран шасси в аварийные переключатели сети шасси, откуда тем же путем, что и при выпуске шасси от основной сети, поступает в гидроцилиндры стоек шасси. Шасси выпускаются.

Выдавливаемая из гидроцилиндров жидкость сливается в гидробачок по тому же пути, что и при выпуске шасси от основной сети.

Аварийный выпуск закрылков

Для аварийного выпуска закрылков необходимо открыть аварийный кран закрылков в передней или задней кабине.

Рабочая жидкость из гидроаккумулятора под давлением азота поступает через открытый аварийный кран закрылков, аварийные переключатели и двусторонние гидрозамки в гидроцилиндры закрылков. Закрылки выпускаются.

Выдавливаемая из гидроцилиндров жидкость сливается в гидробачок тем же путем, что и при выпуске закрылков от основной сети.

Аварийный выпуск шасси (закрылков)
при неисправном электрогидрокране
шасси (закрылков)

В случае неисправности электрогидрокрана шасси, когда его золотник все время остается в положении «На уборку», линия уборки шасси будет находиться под давлением жидкости.

Чтобы аварийно выпустить шасси, к линии уборки шасси подключается переключающий клапан типа одностороннего гидрозамка. Давление жидкости аварийной системы открывает переключающий клапан, который сообщает линию уборки шасси с линией слива в гидробачок.

Аналогичный переключающий клапан установлен и в сети закрылков.

При уборке и выпуске закрылков и тормозных щитков в линии слива жидкости в гидробачок повышается давление. Это давление через переключающий клапан передается в линию уборки шасси и возможно самопроизвольное открытие механического замка выпущенного положения передней стойки шасси. С целью исключения этого явления между переключающим клапаном и краном шасси установлен обратным клапан.

ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ И ХАРАКТЕРНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ ГИДРОСИСТЕМЫ

Техническое обслуживание гидросистемы включает: контроль заправки гидросистемы маслом АМГ-10 и проверку чистоты и состояния масла, проверку состояния агрегатов и трубопроводов, проверку работоспособности.

Контроль заправки гидросистемы осуществляется путем замера мерной линейкой количества масла в гидробаке при рабочем давлении в аварийной системе, убранных закрылках и тормозных щитках. Косвенным методом заправка гидросистемы определяется по давлению в системе, создаваемому при работе двигателя, и по проверке работоспособности системы и внешней герметичности агрегатов и трубопроводов. Повышение давления в системе до требуемых норм при проверке ее работоспособности и отсутствие признаков внешней негерметичности системы является одним из признаков нормальной заправки.

При несоответствии количества масла в гидробаке производится дозаправка системы. Перед заправкой проверяется паспорт на масло и принимаются меры предосторожности от попадания в гидробак пыли, песка, атмосферных осадков.

Чистота масла и отсутствие в системе посторонних частиц определяются путем проверки чистоты гидравлического фильтра и слитого с нижней точки отстоя масла. Чистота гидравлического фильтра определяется прибором ПКФ по времени заполнения его маслом АМГ-10. Чем больше время заполнения, тем более загрязнен фильтр. Промывка фильтра производится на ультразвуковой установке до достижения требуемой чистоты.

Проверка чистоты масла АМГ-10 осуществляется путем его фильтрации через батист или шелковую ткань. При загрязнении масла производится замена и промывка системы и фильтра.

Периодически на каждом самолете проверяется кондиционность масла АМГ-10 лабораторным анализом слитого масла. Плановая замена масла в гидросистеме на самолете Л-29 не предусматривается.

При проверке состояния и трубопроводов особое внимание обращается на их внешнюю герметичность и отсутствие повреждений и деформаций. Признаком внешней негерметичности системы является подтекание (течь) масла из-под уплотнений гидроцилиндров и соединение трубопроводов и агрегатов.

Проверка работоспособности системы производится от наземного источника гидроэнергии или при работающем двигателе. Опа предусматривает контроль давления в гидросистеме в момент срабатывания исполнительных устройств и после окончания цикла их срабатывания. При работающем двигателе проверяется также создаваемое гидронасосом давление.

Неисправности гидросистемы:

1) потеря работоспособности гидронасоса 29-623 вследствие внутренней негерметичности из-за износа втулок, шестерен и нарушения уплотнения привода насоса. Такое состояние насоса определяется по уменьшению величины давления масла АМГ-10 в системе ниже допустимого при включении потребителей, а также по выбиванию масла из дренажа насоса.

Более эффективным методом контроля, позволяющим предвидеть отказ, является контроль в эксплуатации за изменением максимального рабочего давления в системе при выпуске-уборке закрылков и тормозных щитков при работающем двигателе. Уменьшение максимального давления свидетельствует о возможном отказе гидронасоса.

Одной из причин преждевременного износа трущихся деталей насоса является загрязнение рабочей жидкости. С целью уменьшения загрязнения системы не рекомендуется вскрывать пробку маслобака при большой запыленности воздуха, а при необходимости выполнения указанной операдии (проверка уровня масла в гидробаке) необходимо предварительно очистить заливную горловину от пыли и грязи, а также принять меры предосторожности против попадания пыли, грязи в систему;

2) разрушение и внешняя негерметичность шлангов гидросистемы. Анализ причин разрушения шлангов показывает, что их разрушению способствует пульсация давления масла АМГ-10 в системе из-за неисправностей гидронасоса и отсутствия в системе демпфирующих устройств, а также работа шлангов при повышенных температурах. Разрушению шлангов, как правило, предшествует внешняя негерметичность, проявляющаяся в виде подтекания (течи) масла АМГ-10 в месте заделки рукава шланга в наконечник и по телу рукава;

3) разрушения трубопроводов по ниппельному соединению вследствие чрезмерной затяжки накидных гаек и многократной переборки в процессе эксплуатации

Особенность ниппельных соединений трубопроводов гидросистемы самолета Л-29 состоит в том, что герметичность соединения достигается за счет прижатия внутренней развальцованной части трубки к уплотнительной вставке Так как развальцованная часть трубки представляет собой контур, а уплотнительная вставка — сферу, контактирование конуса со сферой осуществляется по кольцевой линии. Малая площадь контактирования обеспечивает создание больших удельных давлений на внутреннюю часть развальцованной части трубки со стороны вставки, при затяжке накидной гайки соединения вставка легко внедряется в тело трубки (обычно выполненной из алюминиевого сплава) и тем самым легко достигается необходимое уплотнение стыка соединения. При его многократной переборке глубина внедрения вставки в тело трубки становится настолько большой, что толщина трубки в этом месте уменьшается до недопустимой величины. Это, в свою очередь, приводит к снижению прочности трубки в месте ее контактирования со вставкой и от действия на трубопровод вибрационных нагрузок к ее разрушению.

Выявить в процессе эксплуатации недопустимое уменьшение толщины стенки довольно сложно. В отдельных случаях оно может быть определено опытными специалистами по ширине кольцевой канавки от вставки на внутренней поверхности трубки.

В целях предупреждения случаев разрушения трубопроводов из-за уменьшения толщины стенки развальцованной части трубопровода необходимо строго соблюдать следующие требования:

затяжку накидных гаек соединений производить штатным инструментом без применения всевозможных удлинителей плеча применяемых ключей;

устранение негерметичностм соединения производить только после проверки состояния его деталей. Устранение неисправности путем подтяжки накидной гайки (без предварительной разборки и осмотра деталей соединений) не производить;

в межремонтный период производить замену трубопроводов, соединения которых подверглись многократной (более 25—30 раз) разборке-сборке;

при сборке соединений устанавливать только ранее стоявшие в них сферические уплотнительные вставки. Обезличка вставок не рекомендуется;

4) несинхронный выпуск закрылков Несинхронный выпуск закрылков в основном происходит вследствие нарушения работоспособности (отказов) порционера ГА-57-1Б. Характерными причинами отказов являются:

заклинивание плунжера (в том числе и временное) из-за попадания под него посторонних частиц вследствие загрязнения рабочей жидкости;

уменьшение скорости протекания жидкости через порционер из-за уменьшения производительности гидронасоса, вызванного его неисправностями.

Неисправное состояние порционера определяется по увеличению максимального давления в гидросистеме (при выпуске закрылков) более 35 кгс/см², а также по разнице в отклонениях левого и правого закрылков, которая не должна превышать 2° при выпуске в положение «Взлет» и 1° — в положение «Посадка».

Следует особо отметить, что зачастую очень трудно добиться повторения на земле имевшего место в воздухе несинхронного выпуска закрылков из-за «пропадания» неисправности при проверках. Поэтому при выявлении неисправности вначале не следует добиваться ее повторения при проверках, а первоначально проанализировать возможные причины неисправности и только после этого переходить к проверкам непосредственно на самолете.

Во всех случаях при неисправностях порционера его необходимо заменить и произвести промывку гидросистемы и установленных в линии закрылков дросселей.

Второй характерной причиной несинхронного выпуска (уборки) закрылков является внешняя негерметичность трубопроводов на участке от гидроцилиндров закрылков до порционера. Внешняя негерметичность трубопроводов на данном участке является очень опасной, так как приводит к изменению давления в трубопроводах в момент выпуска-уборки закрылков, что, в свою очередь, приводит к «обратной реакции» порционера, который в этом случае способствует увеличению «ножниц» закрылков.

С целью своевременного выявления и предупреждения этих и других дефектов гидросистема подвергается осмотрам и проверкам при всех видах подготовки самолета к полету: предварительной, предполетной, подготовке к повторному полету, а также при выполнении регламентных работ.

При осмотрах системы проверяются:

герметичность системы — нет ли течи из агрегатов и трубопроводов, из-под манжет силовых цилиндров и в местах соединений трубопроводов между собой и с агрегатами;

состояние дренажа системы — нет ли засорения его трубок;

состояние и крепление агрегатов и трубопроводов;

заправка гидросистемы маслом АМГ-10;

зарядка азотом гидроаккумуляторов;

чистота фильтров;

величина поддавливапия в гидробачке.

Содержание осмотров и регламентных работ изложено в «Едином регламенте технической эксплуатации самолета Л-29», а также в инструкции по эксплуатации самолета.

ГЛАВА VI. ВОЗДУШНАЯ СИСТЕМА

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА И НАЗНАЧЕНИЕ СИСТЕМЫ

На самолетах воздушная система применяется для герметизации фонарей кабин и приведения в действие различных агрегатов и механизмов их сброса, для тормозных устройств.

Воздушная система по сравнению с гидросистемой имеет ряд преимуществ, благодаря которым она находит широкое применение. Основными преимуществами воздушной системы являются: меньшая по сравнению с другими системами масса ее агрегатов; используемый в качестве рабочего тела воздух является самым доступным материалом; пожарная безопасность; возможность производить опробование и приведение в действие различных приводов и устройств самолета на земле при неработающих двигателях.

К недостаткам воздушной системы, ограничивающим ее применение, относятся: трудности осуществления уплотнений; большая скорость перемещения движущихся частей агрегатов, что требует применения специальных демпфирующих устройств; подверженность внутренних поверхностей цилиндров и агрегатов коррозионному поражению из-за наличия паров воды в воздухе, а в зимнее время — закупорке системы из-за замерзания конденсата.

Воздушная система самолета состоит из трех отдельных систем, которые предназначены для обеспечения:

торможения колес и герметизации передней кабины (основная система);

питания цилиндров сброса фонарей, блокировки сидении и аварийного торможения колес (аварийная система);

герметизация сдвижной части фонаря (автономная система герметизации).

Сжатый воздух находится в двух 4-литровых баллонах, установленных в передней части фюзеляжа. Оттуда сжатый воздух поступает к редукционному клапану который редуцирует давление 150 кгс/см² до давления, необходимого для управления отдельными системами. Системы аварийного сброса фонаря и аварийного торможения колес основного шасси обеспечены запасом сжатого воздуха, находящегося в двух баллонах объемом 1,3 л под давлением 50 кгс/см². Контроль давления в этих баллонах производится с помощью манометра на правом пульте в задней кабине. Запас сжатого воздуха для герметизации сдвижной части фонаря находится в баллоне объемом 1,3 л под давлением 50 кгс/см².

Система герметизации является самостоятельной системой, смонтированной на сдвижной части фонаря. Подвод сжатого воздуха к агрегатам осуществляется по трубкам из дюралюминия и шлангам высокого давления. Для контроля давления в воздушной системе в обеих кабинах на правых пультах установлены манометры.

Сжатый воздух из основной системы можно стравить с помощью специального клапана. Шланги герметизации передней откидной части фонаря наполняются автоматически при закрытой откидной части и при открытом кране климатизации кабины. При открывании фонаря задней кабины воздух из шланга герметизации стравливается автоматически.

Аварийный сброс фонарей производится с помощью тшевмоцилиндров, которые подбрасывают фонари, а затем фонари подхватываются встречным потоком воздуха. Подача воздуха к цилиндрам подброса фонарей производится посредством электромагнитных клапанов ЭК-48, электрическая цепь которых связана микровыключателями с рычагами аварийного сброса фонарей на сиденьях. Система блокировки сидений, препятствующая одновременному катапультированию летчиков, также работает от пневмосистемы. Основным потребителем сжатого воздуха является тормозная система шасси. Управление тормозами производится рычагами на ручках управления в обеих кабинах.

При уборке шасси оба колеса автоматически тормозятся.

На самолете имеется аварийная система торможения, которой можно управлять из обеих кабин.

КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА
ОСНОВНОЙ ВОЗДУШНОЙ СИСТЕМЫ

В зависимости от назначения основную воздушную систему условно можно разделить на три участка:

сеть источников сжатого воздуха;

основную сеть торможения колес;

сеть герметизации откидной части фонаря;

сеть управления противопожарным краном.

Сеть источников сжатого воздуха включает ряд агрегатов и деталей.

Бортовой зарядный штуцер — для присоединения шланга от аэродромного баллона при зарядке системы. Расположен на левом борту носовой части фюзеляжа.

Фильтр 721 700А для очистки воздуха, поступающего в систему при зарядке. Установлен на трубопроводе непосредственно за бортовым зарядным штуцером. Состоит из корпуса с крышкой и фильтрующего элемента — набора фетровых и сетчатых шайб.

Обратный клапан 998А 4АВ, который препятствует утечке воздуха из системы через зарядный штуцер. Состоит из корпуса с крышкой, в котором находится шарик с пружиной.

Два баллона сжатого воздуха, являющиеся емкостями для сжатого воздуха на борту самолета. Емкость каждого баллона 4 л. Установлены баллоны в нише передней стойки шасси с левой стороны.

Стравливающий кран — для безопасного стравливания сжатого воздуха из системы при выполнении монтажных работ. Кран установлен в носовой части фюзеляжа под передним люком.

Манометры МВ-250, показывающие давление воздуха в основных баллонах. Установлены на правых пультах в обеих кабинах.

Кран наполнения кабины Л654300А, который используется для наполнения кабины сжатым воздухом при проверке ее на герметичность. Установлен на левом пульте передней кабины.

Редуктор РВ-50 МВ-29 (рис. 53), понижающий давление воздуха, поступающего к потребителям от баллонов, до 50 кгс/см². Установлен за сиденьем летчика в передней кабине, с правой стороны.

Рис. 53. Редуктор РВ-50:

1 — корпус; 2, 3 — штуцеры; 4 — предохранительный клапан; 5 — золотник; 6 — пружина; 7 — гайка; 8 — крышка; 9 — мембрана; 10 — нажимная шайба; 11 — пружина; 12 — регулировочная головка; 13 — толкатель; 14 — шайба толкателя

Сеть торможения колес шасси (рис. 54) предназначена для обеспечения торможения основных колес шасси и включает в себя следующие детали и агрегаты: клапан ПУ-7, дифференциал ПУ-8, двухстрелочные манометры МВ-12 и аварийные переключатели.

Клапан ПУ-7В служит для включения тормозов и понижения давления воздуха с 50 кгс/см² до давления в пределах от 0 до 8 кгс/см². Состоит из корпуса с двумя штуцерами, в котором размещены толкач, чулочная мембрана, поршень, редукционная пружина, два клапана впуска — большой и малый и два клапана выпуска — большой и малый.

Рис. 54. Сеть торможения колес шасси:

1 — клапан ПУ-7; 2 — дифференциал ПУ-8; 3 — двухстрелочные манометры; 4 — аварийные переключатели; 5 — цилиндры управления тормозами; 6 — переключающий клапан; 7 — кран аварийного торможения; 8 — редуктор РВ-50

Приводится в действие посредством рычага, установленного на ручке управления самолетом. При ненажатом рычаге управления тормозами доступ воздуха в тормозную систему закрыт большим и малым клапанами впуска, а через открытые большой и малый клапаны выпуска тормозная система колес сообщается с атмосферой.

Для затормаживания колес летчику необходимо нажать на рычаг управления тормозами. Движение от рычага управления тормозами через тросовую проводку и нажимной рычаг передается на толкач клапана ПУ-7, который через редукционную пружину переместит поршень вниз. При этом последовательно закроются большой, а затем малый клапаны выпуска.

При дальнейшем движении поршня открывается малый клапан впуска, закрепленный на одном штоке с малым клапаном выпуска. Сжатый воздух из сети начнет поступать в тормозную систему. При открытии малого клапана впуска резко падает давление под большим клапаном впуска, и он открывается, ускоряя процесс затормаживания.

Давление за ПУ-7В будет повышаться до тех пор, пока сила давления воздуха на поршень не станет равной силе сжатия редукционной пружины. Как только силы давления воздуха на поршень превысят усилия со стороны редукционной пружины, поршень переместится вверх и малый клапан впуска закроется. Подача воздуха в тормозную систему прекратится.

Давление в тормозной системе зависит от силы сжатия редукционной пружины, которая, в свою очередь, зависит от величины нажатия на рычаг управления тормозами.

Для растормаживания колес необходимо рычаг управления тормозами отпустить. Толкач при этом освобождается. Поршень под действием сжатого воздуха поднимается вверх. Клапаны впуска закрываются, прекратив подачу воздуха, в тормозную систему. При дальнейшем движении поршня вверх открывается малый, а затем большой клапан выпуска и воздух из тормозной системы стравливается.

Малые клапаны впуска и выпуска обеспечивают плавное включение ПУ-7В в работу, а большие клапаны — большие скорости затормаживания и растормаживания (при резком торможении и растормаживании колес).

Управление тормозами выполнено ступенчатым. К рычагу управления тормозами параллельно подсоединен редукционный цилиндр с пружиной, позволяющей летчику чувствовать по усилиям режимы торможения.

На первой ступени торможения пружина редукционной тяги не сжимается и усилие, необходимое для нажатия на рычаг управления тормозами, невелико. На второй ступени торможения включается в работу пружина редукционного цилиндра и усилие, необходимое для управления тормозами, возрастает.

Давление за клапаном ПУ-7В на первой ступени торможения составляет 0...5,5 кгс/см², на второй ступени — 5,5...8 кгс/см².

Дифференциал ПУ-8В (рис. 55) предназначен для обеспечения совместного или раздельного торможения колес. Состоит из корпуса, двух поршней, двух чулочных мембран, двух впускных клапанов с пружинами. К дифференциалу относятся также коромысло и рычаг. Конец рычага дифференциала соединяется с педалями с помощью пружинной редукционной тяги.

При нажатом рычаге управления тормозами и нейтральном положении педалей рычаг дифференциала не нажимает на коромысло и воздух, подводимый к дифференциалу от клапана ПУ-7В, прижимает впускные клапаны к штокам поршней и перемещает поршни до упора в коромысло. Через впускные клапаны воздух поступает в камеры под поршнями, а оттуда — в тормоза обоих колес.

Рис. 55. Дифференциал ПУ-8В:

1 — корпус; 2 — поршень; 3 — мембрана; 4 — клапаны; 5 — коромысло; 6 — рычаг

Камеры между собой не сообщаются.

При отклонении педалей более чем на 15° рычаг дифференциала нажимает на коромысло и один из поршней, освобождаясь от давления со стороны коромысла, перемещается вверх. При этом впускной клапан закрывает доступ воздуха в камеру под этим поршнем, а сама камера через открытый теперь выходной канал в поршне сообщается с атмосферой. Из тормоза колес, соединенного с этой камерой, начинает стравливаться воздух. Его стравливание будет происходить до тех тор, пока разность давлений в камерах, действующих через поршни на коромысло, не уравновесится силой сжатия пружины редукционной тяги, после чего выпускной канал поршня закроется.

Поскольку сила сжатия пружины редукционной тяги зависит от угла отклонения педалей, то и разность давления в тормозах колес также зависит от этого угла. Таким образом, редукционная тяга обеспечивает различные тормозные моменты колес в зависимости от угла отклонения педалей.

Установлен дифференциал на полу задней кабины, впереди педалей управления самолетом.

Двухстрелочные манометры МВ-12 предназначены для контроля давления в тормозной системе колес шасси. Установлены на приборных досках в обеих кабинах.

Аварийные переключатели служат для автоматического переключения тормозных цилиндров колес на основную или аварийную сеть. Аварийный переключатель состоит из корпуса, крышки, бронзового золотника с навулканизированным резиновым уплотнителем на торцах и пружин.

Золотник клапана перекрывает доступ воздуха в аварийную сеть при поступлении его от ПУ-7В и перекрывает доступ воздуха в основную сеть при аварийном торможении колес.

Сеть герметизации откидной части фонаря (рис. 56) состоит из ряда агрегатов. Герметизация осуществляется с помощью резинового шланга, проложенного в желобке по периметру каркаса откидного фонаря. Шланг при поступлении в него сжатого воздуха раздувается и перекрывает щель между откидным фонарем и фюзеляжем, обеспечивая герметизацию фонаря.

Давление воздуха в сети герметизации 2,9±0,2 кгс/см². В сеть входят следующие агрегаты.

Редуктор РВ-3в-29, редуцирующий давление воздуха с 50 до 3 кгс/см², установлен в кабине на шпангоуте № 6.

Обратный клапан с дроссельным отверстием препятствует утечке воздуха из шланга обратно в систему при повреждении последней. Дроссельное отверстие в клапане не допускает быстрого наполнения шланга, чем предотвращается возможное его разрушение.

Кран герметизации золотникового типа, управляемый ручкой, установленной на стенке правого пульта. Служит для перепуска воздуха в шланг герметизации при открытии крана и сообщения внутренней полости шланга с атмосферой при закрытии крана.

Рис. 56. Сеть герметизации откидной части фонаря:

1 — редуктор; 2 — обратный клапан; 3 — кран герметизации фонаря, управляемый рычагом питания; 4 — предохранительный клапан; 5 — кран герметизации фонаря (от рычага замков фонаря); 6 — телескопическая муфта; 7 — шланг герметизации

Предохранительный клапан в случае нарушения регулировки редуктора РВ-3в-29 предохраняет шланг герметизации от разрушения. Состоит из корпуса, внутри которого находится клапан с пружиной. Натяжение пружины регулируется гайкой, вворачиваемой в корпус. Клапан отрегулирован на давление Р=3,5 кгс/см². При давлении выше 3,5 кгс/см² пружина сжимается, клапан открывается и воздух стравливается в атмосферу.

Рис. 57. Кран герметизации:

1 — корпус; 2 — валик с кулачком; 3 — рукоятка; 4 — крышка; 5 — поводок; 6 — клапан; 7 — пружина; 8 — пробка; 9, 10 — штуцеры; 11 — клапан; 12 — пружина

Кран герметизации золотникового типа (рис. 57), связанный с управлением замками фонаря. При закрытых замках фонаря кран управления открыт и пропускает сжатый воздух в шланг герметизации.

При открытых замках кран закрыт, перекрывает доступ воздуха в шланг и сообщает внутреннюю полость шланга с атмосферой. Установлен справа за сиденьем летчика в передней кабине.

Телескопическая муфта служит для быстрого и легкого разъединения трубопровода, подводящего воздух в шланг герметизации при сбросе фонаря.

Шланг герметизации проложен по периметру каркаса фонаря и при поступлении в него сжатого воздуха герметично закрывает щель между фонарем и подфонарной панелью фюзеляжа.

Сеть управления противопожарным краном. Противопожарный кран управляется цилиндром, который при поступлении в него давления воздуха закрывает кран. Воздух поступает к цилиндру из основной системы после редуктора РВ-50 через обратный клапан и кран управления, расположенный в передней кабине на левом пульте.

В задней кабине на левом пульте находится ручка управления противопожарным краном, которой можно закрыть противопожарный кран. Проводка от ручки к крану выполнена с помощью проволоки, проложенной в трубке. Закрытие крана сжатым воздухом производится только из передней кабины.

КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА
АВАРИЙНОЙ ВОЗДУШНОЙ СИСТЕМЫ

Аварийная воздушная система по назначению отдельных ее элементов подразделяется на следующие участки:

аварийную сеть торможения основных колес шасси;

сеть аварийного сброса фонарей кабины;

сеть блокировки катапультирования.

Аварийная сеть торможения колес шасси используется в случае отказа основной сети. К аварийной сети торможения колес относятся следующие устройства и детали.

Редуктор РВ-50/8, понижающий давление воздуха с 59 до 8 кгс/см². Установлен за приборной доской второй кабины.

Кран аварийного торможения колес золотникового типа. Установлен на правом борту в передней и задней кабинах самолета. При перемещении крана «на себя» воздух от РВ-50/8 под давлением 8 кгс/см² через переключающий клапан и аварийные переключатели поступает в тормозные цилиндры колес.

Для растормаживания колес рычаг крана необходимо переместить вперед. При этом внутренние полости тормозных цилиндров через аварийный кран торможения сообщаются с атмосферой.

Рис. 58. Сеть аварийного сброса фонаря кабины:

1 — обратный клапан; 2 — манометр; 3 — баллон со сжатым воздухом; 4 — электропневмоклапан ЭК-48; 5 — цилиндры сброса фонарей от Рв-50м

Переключающий клапан по конструкции аналогичен аварийным переключателям. При включении крана аварийного торможения в одной кабине сжатый воздух может стравливаться через кран другой кабины. С целью исключения этого явления между кранами установлен переключающий клапан.

Сеть аварийного сброса фонаря (рис. 58) предназначена для сброса фонаря при аварийном открытии замков. Сеть включает следующие устройства и детали.

Баллон объемом 1,3 л, являющийся емкостью сети. Баллон размещен в задней кабине справа от сиденья.

Два клапана ЭК-48, которые служат для перепуска воздуха в цилиндры. Каждый клапан состоит из электромагнита и управляемого им пневмоклапана. Электрическая сеть электромагнита замыкается микровыключателем, который срабатывает при перемещении рычага аварийного сброса фонаря, находящегося на правом поручне сиденья. Клапаны находятся в передней кабине за сиденьем.

Рис. 59. Сеть блокировки катапультирования:

1 — обратный клапан; 2 — манометр; 3 — баллон со сжатым воздухом; 4 — электропневмоклапан; 5 — цилиндры блокировки

Четыре цилиндра сброса — два для сброса откидного фонаря и два для сброса сдвижного фонаря. Цилиндр состоит из собственно цилиндра и поршня со штоком. Цилиндры закреплены на бортах кабины.

При перемещении рычага аварийного сброса фонаря вперед включается микровыключатель и подается ток к клапану ЭК-48. Клапан срабатывает и обеспечивает доступ сжатому воздуху в цилиндры сброса. Штоки цилиндров выдвигаются, упираются в фонарь и сбрасывают его.

Сеть блокировки катапультирования (рис. 59) исключает возможность одновременного катапультирования обоих летчиков.

В воздушную сеть блокировки катапультирования входят следующие устройства.

Два клапана ЭК-48, которые служат для перепуска воздуха в цилиндры блокировки.

Два цилиндра блокировки, каждый из которых состоит из собственно цилиндра, поршня со штоком и пружины. К штоку присоединяется трос для включения рычажного механизма блокировки.

При перемещении вперед рычага аварийного сброса фонаря в одной из кабин самолета включается микровыключатель, установленный в электроцепи управления клапаном ЭК-48. Клапан срабатывает и обеспечивает доступ воздуха в цилиндр блокировки другой кабины, который посредством троса включает рычажный механизм блокировки и не дает возможности другому летчику выполнить катапультирование до тех пор, пока не катапультируется первый.

После катапультирования первого летчика сиденье другого летчика автоматически разблокируется.

Разблокировку катапультирования можно произвести и вручную, для чего необходимо вытянуть штепсельную вилку из разъема с правой стороны чашки сиденья.

КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА СИСТЕМЫ ГЕРМЕТИЗАЦИИ СДВИЖНОЙ ЧАСТИ ФОНАРЯ

Система герметизации сдвижной части фонаря полностью автономна. Все агрегаты и детали сети смонтированы на сдвижной части фонаря.

Емкостью системы является баллон объемом 1,3 л, который заряжается до давления 50 кгс/см². Зарядка баллона осуществляется через зарядный штуцер, который закреплен в специальной чашке, закрываемой лючком. Между зарядным штуцером и баллоном расположены:

фильтр для очистки воздуха;

обратный клапан, предотвращающий стравливание сжатого воздуха из баллона;

манометр для контроля за давлением в баллоне, расположенный рядом с зарядным штуцером.

Давление в баллоне ограничивается предохранительным клапаном, отрегулированным на 50 кгс/см².

Из баллона через редуктор РВ-Зв-29, понижающий давление воздуха до 3 кгс/см², и обратный клапан с дроссельным отверстием (аналогичный обратному клапану сети герметизации откидного фонаря) воздух подходит к крану герметизации. Кран золотникового типа обеспечивает наполнение шланга герметизации сдвижного фонаря при герметизации фонаря и стравливание воздуха из шланга при разгерметизации фонаря. Кран расположен рядом с передним левым замкем сдвижного фонаря.

Управляется кран изнутри кабины рукояткой, смонтированной непосредственно на кране, и снаружи кабины — флажком, размещенным ниже ручки открытия фонаря. Кроме того, кран управляется и от рукоятки открытия фонаря. При перемещении рукоятки открытия фонаря «на себя» кран переводится в положение «Разгерметизировано».

ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ
И ХАРАКТЕРНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ
ВОЗДУШНОЙ СИСТЕМЫ

Техническое обслуживание воздушной системы включает:

1) зарядку воздушной системы. Зарядка системы производится сухим и чистым воздухом от специальных установок, воздухозаправщиков или отдельных воздушных баллонов. Зарядка основной системы производится до создания давления 100...150 кгс/см², а системы герметизации сдвижной части фонаря — до 50±5 кгс/см².

При зарядке системы необходимо строго соблюдать правила безопасности: зарядку системы производить путем медленного увеличения подаваемого давления и закрытых кранах герметизации фонарей. Отсоединение шлангов наземного источника воздуха производить после стравливания из него давления воздуха, но не ранее чем через 10 с после перекрытия крана наземного источника;

2) проверку внешней герметичности, состояния и работоспособности агрегатов системы. Внешнюю герметичность системы или отдельных ее участков определяют по падению давления в системе за определенное время. Работоспособность основной системы — при выполнении подготовок, аварийной — при регламентных работах.

Неисправности воздушной системы:

1) внешняя негерметичность системы, проявляющаяся в виде утечки воздуха, которая выявляется по степени падения давления по манометру. Место негерметичности системы определяется на слух или с помощью мыльной пены. Устранять выявленную негерметичность путем подтяжки соединений запрещается. Для этого необходимо разобрать соединение, осмотреть состояние деталей (дефектные детали заменить), произвести сборку и последующую проверку герметичности соединений.

При сборке не допускать чрезмерной затяжки гаек соединения, так как это не способствует надежности соединения, а лишь приводит к повреждению (деформации) деталей соединения.

Внутренняя негерметичность системы связана с неисправностью обратного клапана магистрали заправки;

2) нарушение герметичности телескопического соединения на откидной части фонаря является следствием разрушения (усадки) уплотнительной прокладки, деформации трубок соединения при съеме и установке фонаря. Негерметичность соединения выявляется с помощью мыльной пены при загерметизированном фонаре и по существенному уменьшению давления в системе (по сравнению с обычным) при герметизации фонаря;

3) отказы редукторов типа РВ-50, РВ-3 происходят в основном из-за усадки пружины и выхода из строя уплотнительных деталей. Выявляется неисправность по несоответствию давления в системе герметизации фонаря и других участках системы нормам ТУ;

4) отказы дифференциала ПУ-8В и клапанов ПУ-7В из-за заедания клапанов, порыва мембран. Определяется неисправность по несоответствию давления в тормозах при нажатии на тормозной рычаг и перемещении педалей из одного крайнего положения во второе, а также по остаточному давлению в тормозах при медленном отпускании рычага;

5) замерзание влаги в трубопроводах из-за попадания влаги в систему при ее заправке некондиционным воздухом;

6) не обеспечивается преимущественное управление тормозами из второй кабины при нажатом тормозном рычаге в первой кабине. Неисправность является следствием неправильной регулировки механизма перехвата тормозов.

ГЛАВА VII. ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА И ПРОТИВОПОЖАРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

НАЗНАЧЕНИЕ И ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ

Топливная система включает в себя элементы и агрегаты (баки, трубопроводы, краны, приборы, насосы и т. п.), обеспечивающие размещение топлива на самолете и его подачу к двигателю.

К топливной системе самолета предъявляются следующие основные требования:

она должна иметь высотность, превышающую практический потолок самолета;

обеспечивать надежность в работе и безопасность в пожарном отношении;

выработка топлива из баков должна быть полной и не сопровождаться подсосом воздуха в систему из освободившихся баков;

в кабине летчика должны быть предусмотрены приборы и сигнализаторы, обеспечивающие надежный контроль за работой системы и за количеством топлива в баках;

соединения и агрегаты системы должны обеспечивать полную герметичность и быть устойчивыми против химического воздействия топлива.

Границей высотности системы является высота, на которой начинает возникать явление кавитации, сущность которого состоит в образовании в трубопроводах, насосах и других элементах системы паровоздушных пробок, появляющихся из-за интенсивного испарения топлива на больших высотах и выделения из него растворенного воздуха.

Для повышения высотности топливных систем самолетов в линии всасывания основных топливных насосов устанавливаются подкачивающие насосы.

Для предотвращения пожара из-за течи топлива топливные агрегаты и трубопроводы располагают по возможности дальше от опасных в пожарном отноше* нин зон двигателя и его выхлопной системы.

Топливная система самолета Л-29 состоит из двух размещенных в фюзеляже металлических топливных баков общей емкостью 1030 л. Под крылом самолета могут устанавливаться два подвесных топливных бака обшей емкостью 300 л с системой поддавливания.

Кроме того, в топливную систему самолета входят: система дренажирования основных топливных баков; перекрывной топливный кран, который на самолетах с 16-й серии имеет управление из передней кабины; подкачивающий насос ПЦР-1В; топливный фильтр низкого давления; перепускной клапан; сигнализатор давления СД-3; линия подвода топлива от подвесных баков к заднему топливному баку.

Основные эксплуатационные данные системы приведены в таблице.

Таблица 7

На самолете применяются топлива марок РТ, Т-1, ТС-1.

Все указанные топлива стабильны при хранении: они могут храниться в течение нескольких лет, не меняя своих качеств.

Технические условия на топлива приведены в главе XIX.

КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА АГРЕГАТОВ ОСНОВНОЙ СИСТЕМЫ

Основные топливные баки (рис. 60) изготовлены из листового материала АМцА-М толщиной 0,45 мм. Сплав АМцА-М допускает глубокую штамповку, хорошо сваривается и устойчив против коррозии.

Бак состоит из обечайки (боковой наружной поверхности) и днищ, соединенных сваркой. Изнутри баки усилены перегородками, прикрепленными к обечайке и днищу заклепками, головки которых на наружной стороне заварены. Баки имеют специальную конфигурацию для прохода воздухозаборника.

Передний топливный бак размещен в центральной части фюзеляжа между шпангоутами № 11 и 15. Бак устанавливается на ложементах, покрытых войлоком, к которым притягивается лентами.

В верхней части бака с левой стороны имеется заправочная горловина, закрываемая пробкой. К пробке прикреплена измерительная линейка топлива.

Наверху, в передней части бака, приварен штуцер дренажной системы, а в задней части — фланец датчика топливомера. В нижней части бака на заднем днище имеются два штуцера, на которые наворачиваются накидные гайки трубок, соединяющих передний и задний баки. Диаметр трубки 38 мм.

Задний топливный бак находится в центральной части фюзеляжа между шпангоутами № 16 и 19. Бак также установлен на ложементах и крепится к ним с помощью лент. В верхней части бака установлен поплавковый клапан для перепуска топлива из подвесных баков. Через корпус клапана осуществляется суфлирование бака. Внизу бака расположен сливной клапан. К заднему днищу бака в нижней его части крепится цилиндрический отсек отрицательных перегрузок. Вверху и внизу бачка размещены по три тарельчатых клапана: внизу — для наполнения бачка, вверху — для его суфлирования.

Рис. 60. Основные топливные баки:

1 — заправочная горловина; 2 — фланец датчика топливомера; 3— дренажный штуцер; 4 — поплавковый клапан; 5 — сливной кран; 6 — отсек отрицательных перегрузок; 7 — гибкий шланг; 8 — соединительная трубка; 9 — лента крепления; 10 — дренажные трубки; 11 — трубки подвода воздуха к подвесным бакам; 12 — трубки подвода топлива от подвесных баков; 13 — обратный клапан; 14 — груз

В отсеке отрицательных перегрузок установлен шланг с грузом на конце для забора топлива.

Система дренажирования основных баков служит для предотвращения понижения давления в баках по мере выработки из них топлива. Понижение давления в баках могло бы привести к прекращению подачи топлива к двигателю.

Система дренажирования открытая, т. е. баки сообщаются с атмосферой. Заборник дренажной системы находится между баками в верхней части фюзеляжа над обшивкой. Система дренажирования выполнена из дюралюминиевых трубок.

Чтобы предотвратить вытекание топлива из баков через дренаж при наклонах самолета, трубопроводы системы дренажирования проходят сверху над баками. А для предотвращения вытекания топлива в перевернутом полете трубопровод дренажа образует петлю, уходящую в низ фюзеляжа. Внизу петли в трубопровод, вварена трубка, выходящая под фюзеляж. Таким образом, и в нормальном и перевернутом полете топливо иа бака через дренаж, согласно закону сообщающихся сосудов, не выливается.

Перекрывной кран позволяет перекрывать доступ топлива из баков и производить монтажные работы без слива топлива. Перекрывной кран присоединен с помощью дгорита к выходному патрубку заднего топливного бака. На самолетах до 16-й серии в открытом положении кран контрится проволочным замком.

Подкачивающий насос ПЦР-1В служит для создания давления топлива на входе в топливный насос двигателя с целью обеспечения надежной работы на всех режимах полета и особенно с подъемом на высоту.

Все авиационные топлива растворяют в себе значительное количество воздуха. Количество растворенного в топливе воздуха зависит от многих факторов, в том числе и от давления окружающей среды. С подъемом на высоту, ввиду понижения атмосферного давления, понижается и давление в баках, а значит, и в трубопроводах топливной системы. Вследствие понижения давления происходит выделение из топлива растворенного в нем воздуха.

Образующиеся в трубопроводе воздушные пробки уменьшают его живое сечение (сечение струи топлива), что способствует увеличению скорости истечения топлива и падению давления в струе. При понижении давления до определенной величины (до давления насыщенных паров топлива) происходит вскипание топлива и выделение пара. Это явление называется кавитацией. Образующиеся паровоздушные пробки могут привести к разрыву струи топлива.

Явление кавитации чаще всего наблюдается во всасывающих патрубках насосов, где вероятнее всего увеличение скорости и понижение давления топлива. В этом случае нарушается нормальная работа насоса. Связанные с кавитацией перебои в подаче топлива могут привести к остановке двигателя.

Наиболее эффективным средством улучшения кавитационных характеристик насоса, а значит, и повышения надежности его работы с подъемом на высоту, является повышение давления топлива в его входном устройстве. С этой целью в топливной системе самолета Л-29 установлен подкачивающий насос ПЦР-1В, который создает на выходе давление 0,8...1,0 кгс/см², повышает давление на входе в топливный насос двигателя и обеспечивает надежную его работу с подъемом на высоту.

ПЦР-1В состоит из центробежного насоса и электродвигателя, питающегося от бортовой сети самолета.

Топливный фильтр низкого давления служит для очистки топлива от механических примесей. Состоит из корпуса, крышки и бумажного фильтрующего элемента.

Корпус фильтра имеет двойную стенку. Межстеноч-ный объем включен в тракт системы смазки двигателя, чем обеспечивается обогрев топливного фильтра и предотвращается обмерзание фильтрующего элемента при низких температурах окружающей среды.

На крышке фильтра имеется кран для слива топлива. Топливный фильтр установлен в отсеке двигателя с левой стороны.

Перепускной клапан установлен в трубопроводе, через который часть топлива, перекачиваемого насосом ПЦР-1В, ввиду большой его производительности перепускается обратно в задний топливный бак.

Для того чтобы при отказе ПЦР-1В при работающем двигателе не засасывался воздух в топливопровод, в перепускном клапане установлен обратный шариковый клапан с пружиной.

В корпусе перепускного клапана установлен плавающий клапан, который в случае перевернутого полета перекрывает перепуск топлива в бак. Перепускной клапан установлен на противопожарной перегородке.

Сигнализатор давления СД-3 установлен между топливным фильтром и топливным насосом двигателя. Служит для сигнализации падения давления топлива за топливным фильтром ниже 0,3 кгс/см².

При падении давления ниже 0,3 кгс/см² СД-3 срабатывает и на табло Т-9 в кабине летчика загорается сигнал «Не запускай».

Сигнализатор давления СД-3 осуществляет контроль за работой ПЦР-1В и состоянием топливного фильтра.

КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА АГРЕГАТОВ СИСТЕМЫ ПОДВЕСНЫХ БАКОВ

Подвесные топливные баки (рис. 61) емкостью 150 л каждый подвешиваются под консолями крыла на стержнях в специальных бомбовых замках. Гайки стержня, притягивающие бак, затягиваются тарированным ключом с моментом 250 кг-см. Баки упираются в пилоны» жестко прикрепленные к крылу. Подвесные баки, а также пилоны правого и левого крыльев взаимозаменяемы.

Подвесной бак сварен из листового материала АМцА-М толщиной 1 мм. Для увеличения жесткости бак имеет внутренний силовой каркас, который соединяется с обечайкой бака точечной сваркой.

В передней части бака находится заправочная горловина, в нижней части — сливная пробка. В заднем конусе бака ввернута технологическая заглушка.

В верхней части бака смонтированы два штуцера: передний — для подвода воздуха в бак — заканчивается под стенкой бака; задний — для отвода топлива из бака,— к нему прикреплен заборный трубопровод, идущий ко дну бака. Топливный штуцер служит одновременно и задним упором подвесного бака. Для обеспечения герметичности соединения на штуцеры насаживаются резиновые уплотнения. В передней части бака имеется передний упор.

Упор подвесного бака изготовлен в виде коробки из дюралюминиевых и стальных листов. В верхней части пилона имеется фланец для крепления к крылу. К передней перегородке пилона приварены опорные лапы для переднего упора подвесного бака. К ней же крепится автомат одновременного сброса баков, который в случае произвольного сброса одного бака обеспечивает сброс и второго. В пилоне проходят два трубопровода — воздушный и топливный.

Задний штуцер воздушного трубопровода пилона прижимается пружинами к резиновому уплотнению на штуцере подвесного бака. Задний штуцер топливного трубопровода установлен в шарнирной опоре и одновременно образует задний упор подвесного бака.

Передними штуцерами оба трубопровода соединяются с соответствующими трубопроводами в крыле самолета. Соединение осуществлено с помощью хомутов с винтами, которые прижимают штуцеры к соответствующим гнездам. При полетах без подвесных баков, но с пилонами, горловины штуцеров закрываются заглушками. При постановке бака заглушки снимают и закрепляют их пружинами в отверстиях нижнего ребра пилона.

Рис 61. Подвесные топливные баки:

1 — бак; 2 — заправочная горловина; 3 — сливная пробка; 4 — пробка; 5 — топливный штуцер; 6 — штуцер подвода воздуха; 7 — упор; 8 — штанга подвески; 9 — крепление пилона; 10 — пилон; 11 — опорная площадка; 12 — штепсельная розетка; 13 — передние штуцеры

Система поддавливания подвесных баков предназначена для подвода воздуха из компрессора двигателя в подвесные баки с избыточным давлением 0,4...0,45 кгс/см² с целью подачи топлива из подвесных баков в основные.

От заборного штуцера, расположенного на правой стороне компрессора двигателя, воздух поступает в отделитель воды с дренажным отверстием 1 мм. Расход воздуха лимитируется дросселем с отверстием в 1 мм, установленным в трубопроводе системы. Далее, через обратный клапан, назначение которого воспрепятствовать движению воздуха в обратном направлении, воздух проходит к предохранительному клапану, отрегулированному на избыточное давление 0,4...0,45 кгс/см².

За предохранительным клапаном установлен сигнализатор СД-3, показывающий падение давления воздуха в системе ниже 0,3 кгс/см².

Предохранительный клапан и СД-3 смонтированы на распределителе, закрепленном на правой стойке рамы двигателя. От распределителя по трубопроводам воздух поступает в подвесные баки.

Линия подвода топлива к заднему баку. По трубопроводам, проходящим внутри подвесных баков, в пилонах, в крыле и фюзеляже, топливо из подвесных баков под давлением подается к поплавковому клапану заднего топливного бака. В трубопроводе установлены обратные клапаны, препятствующие перетеканию топлива из заднего бака в подвесные.

Поплавковый клапан регулирует выработку топлива из подвесных баков и предохраняет задний бак от переполнения. В крышке поплавкового клапана имеется отверстие в 1 мм, через которое топливо может перетекать в основные баки из переполненных подвесных баков при увеличении объема топлива вследствие повышения его температуры.

Работа топливной системы, порядок выработки топлива из баков

Забор топлива производится из отсека отрицательных перегрузок с помощью гибкого шланга с грузом.

В нормальном положении самолета отсек наполняется через нижние тарельчатые клапаны, дренаж осуществляется через верхние клапаны.

Во время перевернутого полета дренажные клапаны закрываются и суфлирование отсека осуществляется клапанами наполнения. В период маневрирования самолета груз гибкого шланга перемещается совместно с топливом, вследствие чего всасывающее отверстие шланга оказывается всегда погруженным в топливо.

Для надежного наполнения отсека отрицательных перегрузок необходимо, чтобы в основном баке было не менее 175 л топлива.

Топливо из отсека отрицательных перегрузок проходит перекрывной кран и нагнетается подкачивающим насосом ПЦР-1В под давлением 0,8..Л,0 кгс/см² через топливный фильтр в насос двигателя.

При понижении давления топлива за топливным фильтром ниже 0,3 кгс/см² срабатывает сигнализатор СД-3 и загорается сигнал на световом табло «Не запускай». Причиной понижения давления топлива может явиться отказ ПЦР-1В или загрязнение топливного фильтра.

Ввиду того что производительность ПЦР-1В превышает расход топлива двигателем, часть топлива (примерно 400 л/ч) через перепускной клапан возвращается в бак.

Расход топлива контролируется по топливомеру, указатель которого находится на правой стороне приборной доски.

При остатке топлива в баках 200 л на световом табло загорается сигнал «200 л». Это топливо обеспечивает работу двигателя не более 10 мин. При остатке топлива в баках 200 л и менее запрещается выполнение фигур высшего пилотажа и перевернутый полет.

Из подвесных баков топливо под давлением воздуха 0,4...0,45 кгс/см² перетекает в задний топливный бак. Чтобы задний бак не переполнялся, приток топлива в него из подвесных баков регулируется поплавковым клапаном. Клапан открывается при выработке топлива в баках ниже уровня, соответствующего 970 л.

При полной заправке топливо начинает вырабатываться из основных баков. При понижении уровня топлива в баках ниже 970 л (т. е. после выработки 60 л из основных баков) открывается поплавковый клапан и начинает вырабатываться топливо из подвесных баков. Во время выработки топлива из подвесных баков (около 25 мин) стрелка топливомера стоит на делении 970 л.

После выработки топлива из подвесных баков давление воздуха в системе поддавливания понижается (в этом случае воздух стравливается по трубопроводу в задний бак), срабатывает сигнализатор СД-3 и на табло загорается сигнал «Подвесные баки». Этот сигнал появляется всякий раз, когда давление в системе поддавливания оказывается ниже 0,3 кгс/см². Теперь вырабатывается топливо из основных баков.

Постановка подвесных баков контролируется по загоранию двух зеленых лампочек на щитке бомбовооружения. После сброса баков лампочки гаснут. Сброс баков осуществляется нажатием на кнопку аварийного сброса бомб (подвесных баков) на щитке бомбовооружения или нажатием на кнопку тактического сброса на ручке управления.

В случае произвольного сброса одного бака автомат одновременного сброса баков обеспечивает сброс и второго бака.

Противопожарное оборудование самолета

Противопожарное оборудование (рис. 62) предназначено для сигнализации и тушения пожара в отсеке двигателя. Состоит из системы сигнализации о пожаре и системы тушения пожара. В комплект противопожарного оборудования входят:

баллон емкостью 3 л, заряженный углекислотой;

пироголовки с двумя пиропатронами ПП-3;

коллектор с отверстиями диаметром 1,5 мм;

четыре датчика сигнализации о пожаре типа АД-155-ЗК;

сигнальное табло «Пожар».

Противопожарное оборудование установлено в двигательном отсеке. Баллон укреплен на правой стороне противопожарной перегородки. Коллектор закреплен за камерами сгорания, и его отверстия направлены вперед.

Три сигнализатора температуры расположены на шпангоуте № 23 над камерами сгорания и один — на шпангоуте № 21 возле агрегатов топливной системы двигателя.

Сигнализаторы температуры снабжены биметаллической контактной пружиной. При повышении температуры в двигательном отсеке выше 140±30°С биметаллическая пружина изгибается и замыкает цепь сигнализации возникновения пожара — на табло Т-9 загорается лампочка «Пожар».

Рис. 62. Противопожарное оборудование:

1 — баллон; 2, 5 — соединительные трубопроводы; 3, 4, 6 — коллекторы

Включение огнетушителя производится вручную путем нажатия на одну из кнопок, расположенных в передней и задней кабинах на левых панелях под красным предохранительным колпачком с надписью «Пожар».

При нажатии на кнопку «Пожар» срабатывают пиропатроны пироголовки, боек пробивает закрывающую баллон мембрану и углекислый газ поступает через коллектор на двигатель.

Распыл углекислоты в отсеке производится кольцевым коллектором, расположенным на двигателе в районе камер сгорания, через отверстия диаметром 1,5 мм, направленные вперед (в сторону компрессора).

На самолетах с 15-й серии смонтирована система сигнализации о пожаре ССП-2И. В двигательном отсеке в районе 21...23-го шпангоутов имеется шесть датчиков. Проверка исправности цепей системы ССП-2И производится с помощью переключателя «Контроль сигнализации пожара» на левой неоткидной части приборной доски (внизу) в обеих кабинах.

В системе пожаротушения монтируется 2-литровый огнетушитель шаровой формы, заряженный огнегасящим составом (состав № 7 или фреон). Для контроля за давлением в баллоне на затворной головке огнетушителя установлен манометр, а для обеспечения срабатывания огнетушителя из обеих кабин — две пироголовки с пиропатронами.

Для обеспечения выброса огнегасящего состава огнетушитель заряжается воздухом.

Распыл огнегасящего состава в отсеке производится тремя кольцевыми коллекторами, расположенными на передней части входного корпуса компрессора, на передней крышке корпуса компрессора и в районе камер сгорания, через отверстия, направленные вперед.

ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ
И ХАРАКТЕРНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ И ПРОТИВОПОЖАРНОГО ОБОРУДОВАНИЯ

Техническое обслуживание топливной системы включает:

контроль заправки и дозаправку системы топливом;

установку (снятие) подвесных топливных баков;

контроль состояния топлива;

проверку внешней герметичности и состояния агрегатов системы;

проверку работоспособности системы.

Контроль полноты заправки системы топливом производится перед каждым вылетом самолета путем определения уровня топлива во втором фюзеляжном топливном баке и подвесных топливных баках. Заправка (дозаправка) системы топливом производится от специальных заправочных средств (топливозаправщиков, заправочных колонок). Перед проведением заправки самолета проверяется кондиционность топлива, самолет и средства заправки надежно заземляют для выравнивания электрических потенциалов. После заправки закрываются пробки заливных горловин и надежно контрятся.

При установке подвесных баков проверяется состояние топливного и воздушного штуцеров. Гайки крепления подвесных баков затягивают тарированным ключом.

При установке (снятии) подвесных баков электрическая цепь должна быть выключена с целью предупреждения сброса баков системой АОС при отсутствии одного из баков. Контроль состояния топлива в системе проводится в начале каждого летного дня. Он заключается в определении отсутствия механических примесей и воды (в зимний период кристаллов льда) в сливаемом отстое топлива из фюзеляжного топливного бака № 2, подвесных баков и из топливного фильтра двигателя. При выявлении в отстое топлива механических примесей и воды (кристаллов льда) топливо сливается из системы и производится заправка системы кондиционным топливом.

Внешняя герметичность топливной системы определяется по отсутствию подтекания (течи) топлива из-под соединений при стоянке самолета, при создании давления топлива в подвесных баках и трубопроводах при работающем двигателе, а также при создании избыточного давления в фюзеляжных топливных баках от наземного источника воздуха.

Работоспособность топливной системы оценивается по создаваемому давлению топлива на входе в двигатель при выключенном подкачивающем насосе и первоочередной выработке топлива из подвесных баков.

внешняя негерметичиость топливной системы вследствие ослабления затяжки гаек крепления фланца бачка отрицательных перегрузок, образования трещин на трубопроводе подвода топлива от подкачивающего топливного насоса к фильтру низкого давления двигателя в месте приварки штуцера подсоединения трубки для консервации двигателя, расслоения соединительных дюритов, образования трещин по сварным швам топливных баков. Выявляется внешняя негерметичность по подтеканию топлива;

нарушение работоспособности подкачивающего насоса. Определяется по подтеканию топлива из дренажной трубки по причине разрушения сальника, нехарактерному звуку работы насоса, вызванному разрушением подшипников и касанием ротора о статор;

невыработка топлива из подвесных топливных баков из-за отсутствия поддавливания вследствие заклинивания тарелочки клапана системы поддавливания по причине попадания в него песка и пыли. Устраняется неисправность промывкой клапана;

закупорка или течь топлива из дренажной трубки. Неисправность может быть вызвана замерзанием влаги в трубке, а при подтекании топлива — негерметичностью поплавкового клапана;

в процессе запуска двигателя горит табло «Не запускай» вследствие отказа подкачивающего топливного насоса ПЦР-1В, засорения (обмерзания) топливного фильтра или закрытия пожарного крана;

колебание оборотов ротора двигателя из-за нарушения герметичности перепускного клапана вследствие попадания под седло клапана посторонних частиц или неплотного прижатия клапана к седлу. Устраняется неисправность промывкой клапана;

разрушение предохранительного чехла заправочной горловины. Данная неисправность является одной из причин попадания топлива в закабинный отсек и последующего возможного его возгорания;

неполное закрытие пробки заливной горловины.

Техническое обслуживание противопожарного оборудования заключается в проверке зарядки противопожарного баллона (по весу и по давлению) и контроле чистоты отверстий в пожарном коллекторе. При несоответствии зарядки баллона он направляется на перезарядку.

ГЛАВА VIII. ВЫСОТНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА

НАЗНАЧЕНИЕ И ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ВЫСОТНОГО ОБОРУДОВАНИЯ САМОЛЕТА Л-29

Под высотным оборудованием самолета следует понимать комплекс технических средств, обеспечивающих нормальную работоспособность и жизнедеятельность экипажа при высотном полете. К этим средствам относятся:

герметическая кабина (включая систему герметизации фонарей);

системы кондиционирования воздуха (вентиляция, наддув и обогрев кабины);

система кислородного оборудования.

На самолете Л-29 герметическая кабина вентиляционного типа, с наддувом воздуха от компрессора двигателя. Необходимый закон изменения давления воздуха в кабине с высотой полета осуществляется автоматически с помощью регулятора давления РД-2И.

Закон изменения давления состоит в следующем (рис. 63):

до высоты 2 км давление в кабине падает так же, как атмосферное (происходит вентиляция кабины);

с высоты 2 км до 8 км перепад давления в кабине постепенно увеличивается (хотя абсолютное давление меньше атмосферного у земли) и на высоте 8 км достигает 0,225 кгс/см² (170 мм рт. ст.);

с высоты 8 км избыточное давление остается постоянным и равно 0,225 кгс/см² до потолка полета самолета.

Из условия прочности кабины нельзя допускать избыточное давление выше 0,26 кгс/см².

Таким образом, на высоте 6 км давление в кабине будет соответствовать 3,5 км, на высоте 8 км — 4,5 км, на высоте 10 км — 5,5 км.

Рис. 63. График изменения давления в кабине:

1 — регулировка предохранительного клапана; 2 — изменение давления воздуха в кабине; 3 — изменение атмосферного давления по МСА; 4 — регулировка клапана отрицательного перепада давления

Воздух, поступающий в кабину от компрессора двигателя, имеет температуру t=190...200°С и обеспечивает обогрев кабины и стекол фонаря, предохраняя их от запотевания.

Температура воздуха в кабине регулируется автоматически с помощью терморегулятора ТРТВК-45М, который способен поддерживать ее в пределах +16...+26°С. Температура задается летчиком с помощью четырехпозиционного переключателя, установленного на вспомогательном электрощитке.

Для вентиляции кабины на малых высотах при высоких температурах наружного воздуха в ней установлены специальные заборннки, позволяющие производить подачу забортного воздуха.

Воздух от компрессора двигателя подается также для обогрева козырька фонаря с целью предохранения его от обледенения, а через автоматы АД-5 — к противоперегрузочным костюмам летчиков ППК-1.

Работа системы кондиционирования кабин

Система (рис. 64) обеспечивает вентиляцию кабины, создание избыточного давления в кабине с подъемом самолета на высоту, обогрев кабины и предохранение стекол фонарей от запотевания.

Система имеет следующие агрегаты и детали:

электрораспределитель воздуха — агр. 525;

терморегулятор температуры воздуха кабины ТРТВК-45М;

воздухо-воздушный радиатор (ВВР) — агр. 186;

турбохолодильник (ТХ) — агр. 477;

три обратных клапана ОКН-30;

глушитель шума;

кран включения наддува кабины ВМ 7601-10;

предохранительный клапан коллектора обдува стекол ЕЦУ 7600-140;

рукоятки включения крана наддува кабин;

регулятор давления РД-2И-А29;

предохранительный клапан опасного перепада давления ПК-29;

сигнализатор опасного перепада давления ЛУН-1467;

два указателя высоты и перепада давления в кабине УВПД-15У;

два заборника наружного воздуха;

две рукоятки управления вентиляции кабин;

четырехпозиционный переключатель температуры воздуха;

трубопровод забора воздуха от компрессора двигателя в кабину для обдува стекол фонарей и ног летчиков;

лампочки сигнализации «Давление в кабине» на табло Т-9.

При работе двигателя сжатый и подогретый воздух от компрессора поступает к электрораспределительному крану и далее, в зависимости от заданной терморегулятором ТРТВК-45М температуры, подается в кабину: по «теплой» ветви или по «холодной» через воздухо-воздушный радиатор и турбохолодильник или же при установке заслонок электрораспределительного крана в промежуточном положении часть воздуха поступает по «холодной» и часть по «теплой» ветвям.

Электрораспределительный кран имеет три заслонки (две по «теплой» ветви, одну — по «холодной»), которые управляются электромеханизмом МРТ-1. Электромеханизм МРТ-1 автоматически управляется терморегулятором ТРТВК-45М при установке четырехпозиционного переключателя в положение «Автомат» или летчиком при установке переключателя в положение «Холод» или «Тепло» (крайние положения заслонок крана). Воздух по обеим ветвям поступает через обратный клапан ОКН-30 и глушитель шума к крану наддува. Обратный клапан препятствует утечке воздуха из кабины в случае повреждения трубопровода от двигателя до обратного клапана или при самовыключении двигателя, а также при испытании кабины самолета на герметичность. Глушитель поглощает шум (свист), который возникает в трубопроводе при выходе сжатого воздуха из компрессора.

Рис. 64. Принципиальная схема системы кондиционирования кабин:

1 — компрессор двигателя; 2 — электрораспределительный кран; 3 — воздухо-воздушный радиатор; 4 — турбохолодильник; 5, 6, 7, 8 — обратные клапаны; 9 — глушитель шума; 10, 11 — фильтры; 12, 13 — автоматы давления АД-5; 14 — кран наружного обогрева переднего стекла кабины; 15 — кран обогрева кабины; 16 — стравливающий клапан; 17 — коллектор обдува переднего стекла; 18, 19 — коллектор обдува ног в передней и задней кабинах; 20, 21 — коллекторы обдува фонарей кабины; 22 — регулятор давления РД-2И: 23 — предохранительный клапан ПК-29; 24, 25 — краны вентиляции кабины; 26 — терморегулятор ТРТВК-45М; 27 — штуцеры для проверки герметичности кабины на земле; 28 — сигнализатор «опасной» высоты в кабине; 29 — переключатель регулирования температуры в кабине; 30, 31 — табло «Давление в кабине»; 32, 33 — заборники наружного воздуха; 34, 35 — соединительные муфты ППК; 36, 37 — рукоятки включения наддува кабин; 38 — обогрев переднего стекла

Кран наддува управляется рукоятками, расположенными в кабинах на вертикальных стенках правых пультов. Рукоятки управления связаны тросовой проводкой с краном и между собой. Кроме того, рукоятка управления краном наддува в передней кабине связана (с помощью рычага) с краном герметизации откидного фонаря.

Таким образом, при перемещении рукоятки крана наддува вперед вначале герметизируется откидной фонарь, затем открывается кран наддува. Герметизация сдвижного фонаря производится инструктором с помощью рукоятки крана, помещенной на фонаре слева. При открытии крана наддува воздух попадает через коллекторы на обогрев переднего козырька остекления откидного и сдвижного фонарей, к ногам летчиков и по гибкому шлангу со специальным эжектором на обдув спиральной пружины (чувствительного элемента) терморегулятора ТРТВК-45М. В трубопроводе за краном установлен предохранительный клапан, отрегулированный на избыточное давление 80...90 мм рт. ст., действие которого заключается в том, что он перепускает часть воздуха из трубопровода в кабину и этим предохраняет остекление фонаря от перегрева при подаче горячего воздуха.

Регулирование давления воздуха в кабине осуществляется регулятором давления РД-2И-А29 по закону, изображенному на графике рис. 63. Избыточное давление кабины перепускается регулятором в атмосферу через горловину на фюзеляже, над которой установлен регулятор давления (на полу в передней кабине слева от сиденья).

От опасного избыточного давления, которое может появиться при отказе РД-2И, кабина предохраняется клапаном ПК-29, отрегулированным на перепад давления 0,26 кгс/см². Избыточное давление перепускается клапаном в атмосферу через ту же горловину на фюзеляже. Опасный перепад давления в кабине сигнализируется зажиганием надписи на табло Т-9 «Давление в кабине», которая включается сигнализатором при избыточном давлении 190 мм рт. ст. (0,25 кгс/см²) и отрицательном перепаде (давление в кабине меньше наружного) — 15 мм рт. ст.

На высотах до 2 км при высоких температурах наружного воздуха или при появлении дыма в кабине экипаж может использовать для вентиляции кабины забортный воздух, открыв заслонки заборников рукоятками. Заборные патрубки установлены на борту передней части фюзеляжа справа, а их выход в кабины выполнен спереди над приборными досками летчиков. В трубопроводе заборников установлены обратные клапаны ОКН-30, которые автоматически перекрывают выход воздуха из кабины при включении системы наддува на высоте 2 км.

Для проведения наземного испытания кабины на герметичность на стенке 3-го шпангоута установлены два штуцера, к одному из которых подсоединяется источник воздуха для наполнения кабины, а ко второму— манометр для замера давления.

Контроль за работой системы в полете осуществляется экипажем по высотомеру ВД-20, указателю УВПД-15У и сигнальной надписи на табло Т-9 «Давление в кабине».

Трубопровод системы проложен по правому борту фюзеляжа и выполнен из дюралюминиевых трубок, которые в местах прохождения через негерметичный отсек фюзеляжа обшиты теплоизоляционным материалом.

КОНСТРУКЦИЯ И РАБОТА АГРЕГАТОВ
СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ

Электрораспределитель воздуха — агр. 525 (рис. 65) предназначен для распределения поступающего от компрессора двигателя потока воздуха в «теплую» или «холодную» ветви. Состоит из двух агрегатов: распределительного крана и электромеханизма МРТ-1 с редуктором.

Распределительный кран состоит из корпуса, в котором имеются три штуцера большого диаметра для подсоединения трубопроводов и один (малый) штуцер для подсоединения трубки дренажа, трех заслонок, рычажного механизма, посредством которого происходит управление заслонкой от электромеханизма. На поводках привода заслонок помимо тяги рычажного механизма установлены пружины, которые предупреждают выход из строя электромеханизма при неправильной регулировке заслонок.

Рис. 65. Электрораспределнтель воздуха:

1 — распределительный кран; 2 — электромеханизм управления краном; 3 — рычажный механизм; 4 — винт с раздвижной втулкой; 5 — электромотор; 6 — редуктор; 7 — потенциометр; 8 — электрофильтр; 9, 10, 11 — заслонки

Две заслонки распределительного крана установлены по «теплой» ветви, одна — по «холодной». Между заслонками «теплой» ветви установлен штуцер, к которому подсоединяется дренажная трубка для вывода горячего воздуха, прошедшего через закрытую заслонку (положение крана на «холод»), в атмосферу.

Электромеханизм управления заслонками состоит из сериесного реверсивного электродвигателя, редуктора с передаточным отношением 1:20 000, потенциометра обратной связи, двух концевых выключателей и искрогасящего конденсатора.

Редуктор состоит из двух пар зубчатых и двух пар червячных передач. Потенциометр служит для обеспечения обратной связи в системе регулирования температуры воздуха в кабине с помощью ТРТВК-45М. Потенциометр состоит из катушки с обмоткой сопротивления, панели с контактной подкладкой, ползуна. Контактная подкладка и ползун образуют электрическое соединение с катушкой электромагнита терморегулятора ТРТВК-45М.

Концевые выключатели предназначены для выключения электродвигателя в крайних положениях. Выключение концевых выключателей производит кулачок, установленный на валу редуктора электромеханизма (поворот на 90°).

Рис. 66. Принципиальная схема терморегулятора с электромеханизмом МРТ-1:

1 — реверсивный электромотор; 2 — потенциометр обратной связи; 3 — концевые выключатели; 4 — искрогасящие конденсаторы; 5 — биметаллическая спираль; 6 — катушка обратной связи; 7 — подвижный контакт; 8, 9 — неподвижные контакты

Электрораспределительный кран установлен на левом верхнем подкосе рамы двигателя.

Терморегулятор ТРТВК-45М предназначен для автоматического поддержания температуры воздуха в кабине (в диапазоне +16...+26°С).

Совместная работа терморегулятора и исполнительного механизма МРТ-1 происходит следующим образом (рис. 66):

а) при установке четырехпозиционного переключателя в положение «Автомат» и установке на шкале термостата заданной температуры (в пределах +16...+26°С).

На биметаллическую спираль воздействует подводимый через трубу и эжектор воздух, идущий от компрессора двигателя в кабину. В том случае если температура воздуха в кабине превышает заданную, биметаллическая спираль закручивается и подвижный контакт замыкается, при этом включается электродвигатель, который поворачивает заслонки распределительного крана в положение подвода в кабину холодного воздуха. При температуре воздуха в кабине меньше заданной биметаллическая спираль раскручивается и подвижный контакт замыкается с другим контактом, включается электродвигатель и поворачивает заслонку распределительного крана в положение подвода в кабнну теплого воздуха;

б) при установке четырехпозиционного переключателя в положение «тепло» или «холод».

В этих случаях ток подается от четырехпозиционного переключателя непосредственно на электромеханизм МРТ-1 и двигатель перемещает заслонки распределительного крана в крайние положения (до включения цепи микровыключателя двигателя) на подачу холодного или теплого воздуха.

Терморегулятор ТРТВК-45М установлен на полу кабины слева за сиденьем. Температура на лимбе ТРТВК-45М задается летчиком или техником до посадки в кабину.

Воздухо-воздушный радиатор (ВВР) служит для охлаждения воздуха, поступающего из компрессора двигателя в кабину.

Радиатор состоит из корпуса и элементов охлаждения, образованных плоскими дюралюминиевыми трубками. Через трубки сжатый воздух проходит в кабину, наружная поверхность трубок обдувается охлажденным воздухом, который подается вентилятором турбохолодильника. Блок охлаждающих элементов состоит из двух частей. Каждая часть включает сеть трубок, сваренных по торцам. Для увеличения охлаждающей поверхности внутренние и наружные поверхности трубок снабжены волнистыми ребрами. При прохождении теплого воздуха через радиатор его температура понижается приблизительно на 10%.

Установлен ВВР на нижнем подкосе рамы двигателя слева.

Турбохолодильник (рис. 67) является второй ступенью в системе охлаждения воздуха, поступающего от компрессора двигателя в кабину. Состоит из корпуса, турбины и вентилятора, установленных на одном валу, соплового аппарата турбины, кожуха турбины и диффузора.

Принцип охлаждения воздуха в турбине основан на преобразовании тепловой энергии воздуха в механическую работу. В сопловом аппарате турбины воздух приобретает повышенную скорость течения, что обеспечивает преобразование потенциальной энергии в кинетическую, часть которой используется на вращение ротора турбины, нагруженного вентилятором. Воздух, совершив работу на лопатках турбины, теряет приблизительно 90% своей начальной скорости, приобретенной в сопловом аппарате, и выходит из турбины, имея более низкую температуру.

Рис. 67. Турбохолодильник:

1 — кожух турбины; 2 — корпус турбохолодильника; 3 — корпус подшипников; 4 — сопловый аппарат; 5 — диск турбины; 6 — вентилятор; 7 — диффузор; 8 — вал; 9 — промежуточная стенка

Через выходной патрубок охлажденный воздух поступает в кабину. Вентилятор, приводимый во вращение турбиной, служит нагрузкой для нее и используется для просасывания холодного забортного воздуха через ВВР, чем повышается эффективность его работы.

Турбохолодильник с помощью кронштейна крепится на ВВР.

Обратный клапан ОКН-30 (рис. 68) состоит из корпуса с двумя фланцами для крепления трубопровода, тарельчатого сферического клапана со штоком и пружиной.

Клапан пропускает воздух только в одном направлении, которое указано на корпусе стрелкой, — в кабину.

Рис. 68. Обратный клапан ОКН-30:

1 — корпус; 2 — основание; 3 — клапан со штоком; 4 — пружина; 5 — втулка

В системе установлено три обратных клапана. Два — на заборниках наружного воздуха, один — в трубопроводе системы возле глушителя шума. Назначение клапанов — препятствовать выходу воздуха из кабины.

Глушитель шума (демпфер) служит для уменьшения шума (свиста), который вызывается сжатым воздухом при выходе его из компрессора двигателя. Состоит из стального корпуса, в который вварены две конусные трубки, входящие одна в другую, с большим количеством отверстий. Установлен в трубопроводе, проходящем в надстройке кабины (после обратного клапана).

Кран питания кабины предназначен для перекрытия или подачи воздуха от компрессора двигателя в кабину. Состоит из корпуса с двумя штуцерами, в котором смонтирован цилиндрический золотник, вращающийся на оси. Привод оси осуществляется роликом, который приводится во вращение тросами от ручек управления краном наддува. Имеет два положения «Открыт» и «Закрыт».

Предохранительный клапан коллекторов обдува воздуха предназначен для перепуска части воздуха из трубопровода системы наддува и этим препятствует перегреву стекол фонаря при подаче горячего воздуха. Состоит из корпуса с крышкой, в которой смонтирован тарельчатый клапан с пружиной. Оттарирован на избыточное давление 80...90 мм рт. ст. Установлен в трубопроводе под правым пультом в передней кабине.

Регулятор давления РД-2И-А29 служит для поддержания с подъемом на высоту давления воздуха в кабине в соответствии с заданным законом регулирования. Регулятор давления является комплексным агрегатом, автоматически выполняющим ряд самостоятельных функций; поддержание переменного абсолютного давления, поддержание с определенной высоты постоянного избыточного давления и ограничение отрицательного перепада давления в кабине, возможного при резком снижении самолета. Кроме того, регулятор имеет клапан ручного регулирования давления, с помощью которого можно частично или полностью сбрасывать давление из кабины.

Чувствительным элементом регулятора абсолютного давления (рис. 69) служит сильфон 10 с пружиной 9. Регулирующим органом этого регулятора являются сдвоенные клапаны разного диаметра 2, 17, соединенные с подвижным центром сильфона через шток 3 и пружину 8. Пружина в этом случае играет роль жесткой связи.

Чувствительным элементом регулятора избыточного давления является система сдвоенных клапанов 2, 17 с пружиной 8. В этом случае пружина 8 работает (сжимается) под действием суммарной силы от этих клапанов.

Регулирующим органом служит та же система клапанов, имеющая свободу перемещения вдоль соединения штока с сильфоном.

Кроме регуляторов абсолютного и избыточного давления в корпусе 1 регулятора давления РД-2И имеются: клапан отрицательного перепада давления с пружиной 14; маховичок ручного регулирования 13, которым (при вращении против часовой стрелки) можно открыть клапан отрицательного перепада и этим сообщить кабину с атмосферой; регулировочный винт 5; упоры (донышко) 7 сильфона и фланец крепления регулятора давления к фюзеляжу.

Рис. 69. Регулятор давления РД-2И:

1 — корпус; 2 — клапан; 3 — шток клапанов; 4 — крышка кожуха; 5 — винт; 6 — центр сильфона; 7 — упор (донышко) сильфона; 8, 9 — пружины; 10 — сильфон; 11 — кожух; 12 — ось клапана; 13 — маховик; 14 — пружина; 15 — тарелка клапана; 16 — направляющая с седлом; 17 — большой клапан; 18 — клапан отрицательного перепада

В корпусе регулятора давления имеются отверстия для сообщения его полостей с воздухом кабины, нижний фланец через трубку соединен с атмосферой.

В соответствии с законом регулирования регулятор давления обеспечивает три этапа работы:

а) При высоте полета до H=2000 м — свободную вентиляцию кабины.

У земли сильфон 10 находится в сжатом состоянии. Воздух, поступающий от компрессора двигателя, через окна корпуса и открытые сдвоенным клапаном отверстия выходит наружу. Несмотря на то, что с увеличением высоты полета сильфон начинает разжиматься и прикрывать клапанами выходные отверстия, все же их сечения позволяют выходить избытку воздуха из кабины в атмосферу и увеличения давления воздуха в кабине не происходит. При таких положениях клапана осуществляется свободная вентиляция кабины.

б) При высоте полета от H=2000 м до H= 8000 м — нарастание избыточного давления в кабине.

По мере увеличения высоты полета (более 2000 м) абсолютное давление воздуха в кабине уменьшается, сильфон разжимается и начинает прикрывать сдвоенным клапаном выходные отверстия.

Поскольку сечения отверстий, прикрываемых сдвоенным клапаном, с увеличением высоты полета постепенно уменьшаются, в кабине растет избыточное давление. На высоте H=8000 м разжатый сильфон упирается в упоры корпуса регулятора и клапан полностью перекрывает выход воздуха из кабины в атмосферу. При этом избыточное давление в кабине достигает максимальной величины — 170 мм рт. ст. (0,225 кгс/см²).

в) При высоте полета с H=8000 м до потолка полета самолета — поддержание постоянного избыточного давления.

Вступает в работу регулятор избыточного давления. Клапан 17, открывающийся в сторону атмосферы, имеет большую площадь, чем клапан 2, открывающийся в сторону кабины. При избыточном давлении 170 мм рт. ст. на поверхность, равную разности площадей этих клапанов (17 и 2), на их открытие действует сила, которая уравновешивается силой пружины 8. При увеличении высоты полета разность давлений увеличивается (возрастает сила на открытие сдвоенного клапана), пружина 8 уже не может уравновесить систему и сдвоенный клапан открывается.

Воздух из кабины стравливается в атмосферу до сохранения избыточного давления 0,225 кгс/см² (абсолютное давление уменьшается). Таким образом происходит поддержание постоянного заданного избыточного давления. Пружина 8 отрегулирована так, чтобы могла сжиматься и допускать открытие клапанов в тех случаях, когда на площадь клапанов действует избыточное давление, равное заданному (P_наб=P_нар).

При возникновении в кабине давления меньшего, чем наружное атмосферное, что возможно при резком снижении самолета, открывается клапан отрицательного перепада 18, который сообщает кабину с атмосферой. Клапан отрегулирован на отрицательный перепад, равный 10...20 мм рт. ст. (0,01...0,02 кгс/см²). При нормальных условиях маховичок ручной регулировки 13 завернут полностью (по часовой стрелке). Если полностью отвернуть маховичок (против часовой стрелки), можно стравить давление из кабины в атмосферу. Однако практически на самолете Л-29 этим не пользуются.

РД-2И установлен на полу в передней кабине слева от сиденья.

Предохранительный клапан опасного перепада давления ПК-29 (рис. 70) служит для предохранения кабины от воздействия избыточного давления, превышающего допустимый предел в случае отказа РД-2И. Клапан отрегулирован на избыточное давление 195 мм рт. ст. Состоит из корпуса с фланцем для крепления к фюзеляжу и тарельчатого клапана с направляющим штоком и пружиной. Клапан прижат пружиной к двум седлам корпуса. При возникновении чрезмерного избыточного давления клапан открывается и пропускает избыток воздуха из кабины в атмосферу. Установлен на полу кабины летчика справа от сиденья.

Сигнализатор опасного перепада давления в кабине предназначен для предупреждения экипажа самолета о наличии опасного избыточного давления или недопустимого отрицательного перепада давления в кабине.

Принцип действия прибора основан на использовании упругих свойств анероида, являющегося чувствительным элементом сигнализатора. Вовнутрь анероида подводится статическое давление от трубки ПВД-5, а снаружи — давление кабины. При изменении разности давлений подвижной жесткий центр анероида перемещается и замыкает один из двух неподвижных контактов электроцепи сигнальной лампочки табло Т-9 (надпись «Давление в кабине»).

Сигнальная надпись загорается при избыточном давлении в кабине 190 мм рт. ст. (0,25 кгс/см²) и при отрицательном перепаде, равном 15 мм рт. ст. (0,2 кгс/см²).

Сигнализатор установлен под левым пультом в первой кабине.

Рис. 70. Предохранительный клапан ПК-29:

1 — корпус; 2 — клапан; 3 — втулка; 4 — штифт оси клапана; 5 — пружина; 6 — гайка; 7 — крышка

Указатель высоты и перепада давления в кабине УПВД-15У двухстрелочный, предназначен для измерения «высоты» и перепада давления в кабине.

СИСТЕМА ОБОГРЕВА КОЗЫРЬКА ФОНАРЯ
И ПОДВОДА ВОЗДУХА К ППК-1

Часть воздуха, отбираемая от компрессора двигателя, по отдельному трубопроводу поступает на обогрев козырька фонаря снаружи с целью предохранения его от обледенения, а также на противоперегрузочные костюмы членов экипажа.

В системе установлены следующие агрегаты:

пневматический клапан; обратный клапан — ОКН-30; два фильтра автомата АД-5;

два автомата давления АД-5;

кран включения обогрева козырька фонаря;

трубопровод системы, патрубок обогрева козырька и гибкие шланги подвода воздуха к ППК-1.

Воздух от компрессора двигателя (P=4,12 кгс/см², t=+190...200°С) поступает к пневматическому клапану и от него через обратный клапан ОКН-30 к автоматам давления АД-5 и крану обогрева козырька фонаря. Перемещением рычага крана вперед одновременно включаются противообледенительные устройства козырька фонаря и обогрев входного направляющего аппарата двигателя. Если кран козырька фонаря закрыт, воздух на обогрев входного устройства двигателя М-701 не поступает (трубопровод закрыт сферой пневматического клапана). При открытии крана обогрева козырька фонаря сфера пневматического клапана под воздействием появившегося разрежения поднимается кверху и воздух поступает на обогрев козырька фонаря и обогрев входного устройства двигателя. Кран включения обогрева козырька фонаря установлен в трубопроводе, проходящем под левым пультом в передней кабине, рукоятка управления краном установлена на вертикальной стенке пульта (в кабине инструктора такого управления нет).

Для летчиков с целью облегчения перенесения перегрузок при выполнении фигур высшего пилотажа предусмотрены противоперегрузочные костюмы ППК-1. Брюки костюма снабжены надувными камерами, которые расположены на животе, бедрах и икрах ног. Эти камеры в зависимости от величины перегрузки наполняются сжатым воздухом и стягивают в этих местах костюм, чем препятствуют отливанию крови из верхней части тела в нижнюю. Костюм ППК-1 подсоединяется к бортовой сети с помощью шланга с быстроразъемным соединением.

Подгонка костюма летчиком производится на земле в присутствии врача.

Воздух из компрессора двигателя вначале проходит через бумажные фильтры АД-5, где очищается от механических частиц, затем подходит к автоматам давления АД-5.

Автомат давления предназначен для регулирования давления воздуха, подаваемого в ППК-1 в зависимости от величины перегрузки. Автомат состоит из корпуса, в котором смонтирован золотник, распределяющий воздух в камеры костюма. Золотник удерживается в нейтральном положении пружиной, которая давит снизу вверх. Против силы пружины действует масса самого золотника и двух грузов. Действие верхнего груза может быть исключено поворачиванием головки автомата в положение «мин» (минимум). В положении «макс» (максимум) оба груза находятся в действии. При действии перегрузки грузы давят на пружину и открывают золотник до тех пор, пока давление воздуха на золотник снизу не уравновесит силу инерции грузов. Как только прекращается действие перегрузки, золотник перестает пропускать воздух в камеры костюма, а оставшийся сжатый воздух уходит в кабину. Автомат работает в диапазоне перегрузки от 1,75 до 8.

В головке автомата (под резиновым колпачком) имеется кнопка, с помощью которой можно на земле (при работающем двигателе) проверить исправность автомата.

Фильтры и автоматы АД-5 установлены под левыми пультами в обеих кабинах, головки автоматов выступают над пультом.

ХАРАКТЕРНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ
ВЫСОТНОГО ОБОРУДОВАНИЯ

К неисправностям высотного оборудования следует отнести:

внешняя негерметичность обратных клапанов ОКН-30 системы кондиционирования вследствие разрушения или усадки уплотнительных прокладок в соединении клапана с трубопроводами;

заедание штока клапана ОКН-30 в открытом положении из-за образования надиров, коррозии на поверхности штока и усадки пружины;

заедание и заклинивание крыльчатки турбохолодильника из-за разрушения подшипников вала турбохолодильника;

негерметичность предохранительного клапана ПК-29 из-за ослабления пружины и усадки уплотнения клапана.

ГЛАВА IX. КАБИНА САМОЛЕТА

НАЗНАЧЕНИЕ И ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ

Кабина самолета предназначена для размещения экипажа и оборудования, необходимого для управления самолетом и двигателем. В кабине, кроме того, размещается оборудование, обеспечивающее создание экипажу необходимых жизненных условий при высотных полетах, а также покидание самолетав аварийных случаях.

Кабина самолета Л-29 представляет собой герметический отсек, расположенный в носовой части фюзеляжа между 3-м и 10-м шпангоутами.

Сверху кабина закрывается остекленным фонарем, состоящим из откидной (передней) и сдвижной (задней) частей.

Кабина герметическая, вентиляционного типа. Принцип вентиляционности заключается в том, что в нее непрерывно нагнетается компрессором двигателя под избыточным давлением воздух, а специальный агрегат — регулятор давления автоматически поддерживает в кабине заданное давление, стравливая его излишек в атмосферу.

Для обеспечения покидания самолета летчиками на больших скоростях полета кабина оборудована катапультируемыми сиденьями.

Оборудование кабины (приборы, рычаги и кнопки управления, электропереклгочатели) размещено на приборных досках и пультах. Часть оборудования смонтирована на полу и бортах кабины.

Размещение оборудования в кабине подчинено требованию наилучшего обзора, удобства пользования и обслуживания.

Для удобства наблюдения указатели приборов группируются по назначению и устанавливаются на приборных досках в определенном порядке. В центре приборной доски на самом видном месте располагается группа основных пилотажно-навигационных приборов. Указатели приборов контроля работы двигателя, наблюдение за которыми в полете ведется сравнительно реже, располагаются в правой части приборной доски. Вспомогательные приборы и оборудование размещаются на пультах управления слева и справа.

Все рычаги, кнопки и переключатели, которые используются в аварийных случаях, имеют красную окраску.

ФОНАРЬ КАБИНЫ

Фонарь кабины защищает летчика от воздушного потока, обеспечивает ему необходимый обзор, придает кабине обтекаемую форму и герметично ее закрывает. Состоит из следующих частей:

переднего козырька фонаря;

откидной части фонаря;

среднего щитка;

сдвижной части фонаря.

Передний козырек фонаря установлен в верхней части фюзеляжа между шпангоутами № 3 и 5, состоит из каркаса и остекления. Каркас козырька выполнен из дюралюминиевого профиля.

Остекление козырька изготовлено из органического стекла толщиной 8 мм. Стекло вставляется в каркас с зазором, который заполняется специальной замазкой. Органическое стекло по всему контуру крепится к каркасу с помощью винтов.

Для предохранения стекла от излишнего напряжения винты проходят через распорные втулки.

В верхней части козырька имеются два поручня для опоры при выходе из передней кабины. На внешней стороне козырька установлен патрубок противообледенительного устройства.

Откидная часть фонаря размещена между рамами № 5 и 7 фюзеляжа. Состоит из каркаса и остекления. Каркас состоит из двух продольных фрезерованных дюралюминиевых профилей и двух дужек. Дужки с профилями соединены потайными винтами.

По всему периметру каркаса проходит желобок для шланга герметизации. В каркас вставляется органическое стекло, которое по контуру герметизировано резиной и тиоколовой замазкой.

На обоих продольных профилях каркаса с внутренней стороны установлены:

петли для захвата откидной части фонаря замками;

упоры, которыми откидная часть фонаря опирается на подфонарную панель;

кронштейны крепления шторки фонаря;

патрубки обдува фонаря.

Кроме того, на правой стороне каркаса установлены:

петля для крепления троса контровки стреляющего механизма сиденья;

кронштейны для крючка тросика, поддерживающего фонарь в открытом положении.

На левом профиле размещена опора, удерживающая откидную часть фонаря в открытом положении. На задней дужке установлен кронштейн, через который проходит тяга управления шторкой откидной части фонаря из задней кабины.

На правой внешней стороне продольного профиля каркаса прикреплены два узла подвески откидной части фонаря в открытом положении. Во избежание поломки этих узлов при открытии откидной части фонаря запрещается его чрезмерно приподнимать. Для открытия фонаря с левой наружной стороны на каркасе откидного фонаря имеется скоба. Для открытия фонаря изнутри имеется внутренняя скоба.

В закрытом положении откидной фонарь удерживается четырьмя замками (рис. 71), расположенными попарно справа и слева на подфонарной раме.

Замок состоит из захвата — двух губок 1, насаженных на одной оси. Под воздействием плоской пружины 2 губки стремятся развернуться в положение «Замок открыт».

В нижней части замка на оси подвешен управляющий рычаг, который при повороте распирает нижние концы губок и тем самым закрывает замок, то есть сдвигает верхние концы губок, а последние захватывают петли открытого фонаря и удерживают его в закрытом положении.

Управляющие рычаги всех четырех замков соединены тягами и поперечным валом.

Рис. 71. Механизм управления замками фонаря кабины:

1 — захваты (губки); 2 — плоская пружина; 3 — запорный рычаг; 4 — рукоятка; 5 — рычаг; 6 — поперечная ось; 7 — клапан герметизации фонаря; 8 — защелка; 9 — тяги

Управление замками откидной части фонаря осуществляется:

изнутри кабины — перемещением рычага, находящегося слева впереди на подфонарнои панели;

снаружи — поворотом рукоятки на борту фюзеляжа, соединенной с поперечным валом механизмом свободного хода.

Закрытое положение замков контролируется:

по красной риске с надписью: «Проверить закрытие замков», задняя кромка рычага должна находиться против риски;

по сомкнутым губкам замка.

Система аварийного сброса откидной части фонаря включает в себя:

механизм аварийного открытия замков откидной части фонаря;

систему подброса откидной части фонаря.

Рис. 72. Механизм аварийного открытия замков откидной части фонаря:

1 — неподвижная поперечина; 2 — рычаг; 3 — защелка; 4 — двуплечая качалка; 5 — защелка; 6 — рабочая пружина; 7 — одноплечий рычаг; 8 — поперечный вал; 9 — собачка; 10 — плоскосрезанная ось; 11 — рычаг; 12 — тяга

Управление системой аварийного сброса откидной части фонаря осуществляется с помощью ручки на правом поручне сиденья переднем кабины.

При перемещении ручки вперед срабатывает механизм аварийного открытия замков. Кроме того, включается система подброса, происходит принудительный сброс откидной части фонаря.

Механизм аварийного открытия замков откидной части фонаря (рис. 72) предназначен для открытия замков фонаря при аварийном его сбросе. Смонтирован на поперечном валу и управляется ручкой, расположенной на правом поручне сиденья.

На поперечный вал 8 свободно насаживаются два рычага, верхние концы которых жестко соединены с неподвижной поперечиной 1. В нижней части рычагов находится собачка 9, удерживающая механизм в закрытом положении.

На поперечном валу также свободно установлены две двухплечие качалки 4. К одному концу качалок присоединяется рабочая пружина 6, на другом конце находятся поворачивающиеся совместно с плоскосрезанной осью 10 два рычага 11, которые приводятся в движение подсоединенной к ним тягой 12.

К наружным сторонам качалок 4 примыкают два одноплечих рычага 7, которые жестко соединены с поперечным валом. Концы одноплечих рычагов соединены с помощью пальца, проходящего через вырезы в качалках и рычагах.

В закрытом положении механизма аварийного открытия замков рабочая пружина натянута. Качалки от поворота под воздействием рабочей пружины удерживаются собачкой, находящейся в зацеплении с плоскосрезанной осью.

При таком положении механизма аварийного открытия замков поворот поперечного вала ограничивается движением пальца в вырезе качалок и рычага. Этой величины возможного поворота вала достаточно, чтобы от рычага внутри кабины или рукояткой снаружи произвести открытие и закрытие замков откидного фонаря кабины. При повороте поперечного вала влево замки откидного фонаря закрываются, палец при этом занимает в вырезе крайнее верхнее положение. При повороте поперечного вала вправо замки откидного фонаря открываются, палец занимает в вырезе крайнее нижнее положение.

Для аварийного открытия замков откидной части фонаря необходимо ручку на правом поручне сиденья подать вперед. Движение от поворота ручки через систему рычагов и тяг передается при этом на тягу 12, которая в свою очередь поворачивает рычаги совместно с плоскосрезанной осью 10. Плоскосрезанная ось, поворачиваясь, выходит из зацепления с собачкой, и качалки 4 под воздействием пружины 6 поворачиваются вправо. Это движение через палец, находящийся вверху выреза качалок (так как замки закрыты), и одноплечие рычаги 7 передается на поперечный вал, который поворачивается вправо и открывает замки откидной части фонаря.

Между рычагами смонтирована защелка 3, которая препятствует самопроизвольному повороту поперечного вала, прижимаясь за счет пружины к пальцу.

Система подброса откидной части фонаря предназначена для принудительного сброса откидной части фонаря при аварийном случае (устройство и работа системы рассмотрены в главе «Воздушная система»).

Средний щиток (рис. 73) расположен перед шпангоутом № 7 носовой части фюзеляжа между передней в задней кабинами. Каркас щитка состоит из дужки и поперечной жесткости. На внутренней стороне дужки имеется кронштейн 4 для крепления барабанчика с тросиком, удерживающим откидную часть фонаря в открытом положении.

Рис. 73. Средний щиток:

1 — внутренняя дуга; 2 — дужка; 3 — опора щитка; 4 — кронштейн; 5 — подвеска компаса; 6 — упоры; 7 — органическое стекло; 8 — поперечная жесткость

В каркас среднего щитка вмонтировано органическое стекло, в левой стороне которого имеется вырез. Через этот вырез летчик из задней кабины может управлять шторкой слепого полета передней кабины.

Сдвижная часть фонаря кабины закрывает заднюю кабину самолета. Состоит из каркаса, остекления и обтекателя.

Каркас изготовлен из двух продольных фрезерованных дюралюминиевых профилей, передней дужки и задней рамы, жестко соединенных между собой. В каркасе фонаря имеется желобок, в котором размещен шланг герметизации.

В каркас сдвижной части фонаря вставляется органическое стекло толщиной 8 мм, которое по контуру герметизировано уплотнительной резиной и замазкой.

К задней раме каркаса прикреплен обтекатель из листового дюралюминия. Внутри обтекателя приклепаны жесткости для крепления деталей системы сброса сдвижного фонаря и системы герметизации его.

На обтекателе имеются лючок и два окна из органического стекла. Через лючок обеспечивается доступ к зарядному штуцеру и манометру системы герметизации сдвижного фонаря. Окна служат для контроля за показанием манометра и для проверки установки роликов заднего замка в направляющий рельс при монтаже сдвижного фонаря.

К задней раме каркаса приклепана петля для крепления троса контровки стреляющего механизма заднего катапультируемого сиденья.

На продольных профилях каркаса установлены передние аварийные замки сдвижного фонаря — левый и правый. На стенке задней рамы установлен задний аварийный замок сдвижного фонаря.

Крепление сдвижной части фонаря к фюзеляжу и ее перемещение при открытии и закрытии осуществляется с помощью роликов, которые смонтированы на аварийных замках. Эти ролики входят в рельсы, установленные на подфонарной панели фюзеляжа.

Сдвижная часть фонаря фиксируется в закрытом, открытом и промежуточном (открытом на 120 мм) положениях.

В закрытом положении фонарь фиксируется с помощью двух крюков, имеющихся на передних аварийных замках, и двух стопорных скоб с пружинами, установленных на подфонарной панели. При перемещении сдвижной части фонаря в переднее крайнее положение скос крюка, преодолевая усилие пружины, приподнимает стопорную скобу и заходит под нее. Под действием пружины скоба опускается и удерживает сдвижную часть фонаря в закрытом положении.

Открытие сдвижной части фонаря осуществляется:

1) изнутри кабины — рычагом, установленным на корпусе левого аварийного замка. На одной оси с рычагом открытия сдвижной части фонаря установлен подъемный рычаг, который с помощью троса соединен с подъемным рычагом на правом аварийной замке.

При повороте рычага открытия сдвижной части фонаря «на себя» подъемные рычаги поднимают стопорные скобы, освобождают крюки замков и фонарь можно сдвигать назад;

2) снаружи кабины — с помощью ручки, размещенной на левой наружной стороне каркаса сдвижной части фонаря. В нерабочем положении ручка прижимается к каркасу и удерживается движком.

В промежуточном положении сдвижная часть фонаря удерживается с помощью стопорного устройства, смонтированного на левом аварийном замке. Стопорное устройство представляет собой штырь, который под действием пружины прижимается к вертикальной стенке рельса.

При открытии сдвижной части фонаря на 120 мм штырь заходит в отверстие на стенке рельса и фиксирует сдвижную часть фонаря. Чтобы выключить стопорное устройство, необходимо потянуть на себя и развернуть на 90° его рукоятку.

В полностью открытом положении сдвижная часть, фонаря удерживается с помощью петли, установленной на правом аварийном замке. При движении сдвижной части фонаря назад петля под действием пружины заскакивает на зубец на подфонарной панели и фиксирует ее в открытом положении.

Для закрытия сдвижной части фонаря из полностью открытого положения необходимо повернуть вперед рычаг на правом аварийном замке. При этом петля выйдет из зацепления с зубом и освободит сдвижную часть фонаря.

Рычаг на правом аварийном замке служит только для открытия устройства, фиксирующего сдвижную часть фонаря в полностью открытом положении.

Система аварийного сброса сдвижной части фонаря включает в себя:

три аварийных замка: два передних — левый и правый и один задний;

механизм открытия аварийных замков;

систему подброса сдвижной части фонаря.

Управление системой аварийного сброса сдвижной части фонаря осуществляется ручкой на правом поручне сиденья задней кабины.

Передние аварийные замки. Механизм замка смонтирован в корпусе, прикрепленном к продольному профилю каркаса сдвижной части фонаря.

В вырезы корпуса замка вставляется несущий рычаг. В средней части несущего рычага имеется выемка, посредством которой он опирается на ось, закрепленную на корпусе замка. На несущем рычаге находится крюк для фиксации сдвижного фонаря в закрытом положении и ролик для передвижения фонаря на рельсах. От выпадания из корпуса замка несущий рычаг удерживается запирающей качалкой.

Под воздействием пружины запирающая качалка стремится повернуться и освободить несущий рычаг, но повороту запирающей качалки препятствует плоскосрезанная ось, на которой смонтирована качалка управления. Качалка управления приводится в действие от механизма открытия аварийных замков сдвижного фонаря.

При аварийном открытии замков качалка управления поворачивает плоскосрезанную ось, которая при этом дает возможность запирающей качалке повернуться под действием пружины и освободить несущий рычаг.

Несущий рычаг из корпуса замка выпадает и остается в желобе направляющего рельса.

Задний аварийный замок. Смонтирован на стенке задней рамы сдвижного фонаря. В стальной корпус замка вставлены две оси—верхняя и нижняя. На одном конце верхней оси закреплена запирающая качалка с вырезом, на другом — качалка кинематического механизма. На средней части оси закреплен кулачок.

Выступающий конец нижней части оси имеет лыску, которой он западает в вырез запирающей качалки. На другом конце нижней оси смонтированы качалки кинематического механизма и тяга управления механизма открытия аварийных замков.

В вырезы на нижней кромке корпуса замка вставляется несущий рычаг, на котором смонтирован ролик, заходящий в рельс. В средней части несущего рычага имеется выемка, посредством которой он опирается на нижнюю ось. Кулачком несущий рычаг удерживается от выпадения из замка. Пружина удерживает замок от самопроизвольного открытия.

В случае аварийного сброса сдвижной части фонаря движение от механизма открытия аварийных замков передается на тягу управления, которая поворачивает нижнюю ось замка. Через качалку кинематического механизма приводится в действие и верхняя ось замка.

При повороте выступающий конец нижней оси выходит из выреза запирающей качалки, которая теперь не препятствует повороту верхней оси.

При повороте верхней оси кулачок отклоняется и освобождает несущий рычаг. Несущий рычаг выпадает из замка и остается в рельсе на фюзеляже.

Механизм открытия аварийных замков установлен на оси между задней стенкой и жесткостью обтекателя сдвижного фонаря. На оси жестко крепятся одноплечий рычаг и спаренная качалка. К одноплечему рычагу подсоединяется рабочая пружина.

В середине спаренной качалки свободно установлена плоскосрезанная ось, на обоих концах которой закреплены рычаги. Концы рычагов соединены с помощью пальца, на котором подвешена тяга управления. Палец проходит через вырезы в спаренной качалке.

На ось свободно насажен двуплечий рычаг, одно плечо которого жестко закреплено на обтекателе фонаря. На втором плече смонтирована собачка.

На оси за задней стенкой фонаря крепится двуплечая качалка, к концам которой подсоединяется тросовая проводка для открытия передних замков.

В закрытом положении механизма рабочая пружина растянута и стремится повернуть через рычаг ось вправо. Но собачка удерживает за плоскосрезанную ось спаренную качалку, а значит, и ось поворота.

Аварийный сброс сдвижной части фонаря осуществляется перемещением вперед ручки на правом поручне заднего сиденья. Через систему тяг и качалок движение передается на тягу управления механизма открытия аварийных замков. Тяга управления через рычаг разворачивает плоскосрезанную ось и выводит ее из зацепления с собачкой.

Под действием пружины одноплечий рычаг поворачивается вправо вместе с осью, на которой он жестко закреплен. Закрепленная на оси двуплечая качалка, поворачиваясь, открывает посредством гибкой проводки передние замки и с томощью тяги управления — задний замок. Сдвижная часть фонаря освобождается от фюзеляжа.

Кроме того, при перемещении вперед ручки аварийного сброса включается система подброса сдвижной части фонаря.

КАТАПУЛЬТИРУЕМЫЕ СИДЕНЬЯ

Катапультируемые сиденья (рис. 74) обеспечивают экипажу безопасное покидание самолета на больших скоростях полета (до 700 км/ч).

Установка катапультируемого сиденья включает в себя:

сиденье с привязными ремнями;

стреляющий механизм;

направляющие рельсы.

Сиденье состоит из следующих деталей:

каркаса с двумя подножками и боковыми поручнями;

подпарашютной чашки;

спинки с подушкой;

заголовника;

привязных ремней.

На вертикальных профилях каркаса сиденья установлены две пары роликов, благодаря которым сиденье движется по направляющим рельсам при его установке и катапультировании, и две бобышки, фиксирующие сиденье в рельсах.

К сиденью крепятся привязные ремни.

Плечевые ремни крепятся к механизму натяга, с помощью которого изменяется их натяжение. Фиксируется натяжение ремней ручкой стопорения, расположенной на левом поручне.

Плечевые и поясные ремни соединяются замком, смонтированным на правом поясном ремне. На левом поясном ремне имеется скоба с отверстием для замка. Концевые пряжки плечевых ремней надеваются на скобу левого поясного ремня, и в этом положении замок запирается.

Открывается замок с помощью скобы, расположенной на правом поясном ремне.

На правой стороне чашки сиденья установлен автомат АД-3, предназначенный для автоматического открытия замка привязных ремней после катапультирования.

Рис. 74. Катапультируемое сиденье:

1 — предохранительные упоры; 2 — заголовник; 3 — плечевые ремни; 4 — поясные ремни; 5 — рычаг стопорения плечевых ремней; 6 — замок привязных ремней; 7 — рычаг аварийного сброса фонаря; 8 — рычаг боевого спуска

На правом поручне сиденья установлена ручка аварийного сброса фонаря, одновременно являющаяся предохранителем скобы выстрела, расположенной под поручнем.

При перемещении ручки аварийного сброса фонаря передней кабины на 5...9° после начала открытия замков срабатывает микровыключатель КВ-6-20 и подается питание одновременно на электролневмоклапаны ЭК-48 системы подброса откидной части фонаря и блокировки катапультирования заднего сиденья.

Блокировка катапультирования служит для исключения одновременного катапультирования из обеих кабин.

При перемещении рычага аварийного сброса фонаря задней кабины в начале движения срабатывает микровыключатель КВ-9, подающий питание к ЭК-48 блокировки катапультирования переднего сиденья. А при передвижении рычага аварийного сброса на 5...9° после начала открытия замков фонаря срабатывает микровыключатель КВ-6-2А и включает питание к ЭК-48 подброса сдвижного фонаря. После катапультирования летчика сиденье в другой кабине автоматически разблокируется. Разблокировать сиденье можно и вручную,. выдернув вилку-перемычку из розетки, расположенной на полу кабины, справа от сиденья.

На продольные профили каркаса надвигается и крепится двумя морскими болтами скоба подвески. Перестановкой морских болтов в отверстиях скобы сиденье регулируется по росту летчика. Диапазон регулировки ±40 мм от среднего положения.

На скобе подвески монтируется заголовник с подушкой.

Сиденье крепится к стреляющему механизму. Крепление осуществляется посредством болта, соединяющего скобу подвески сиденья с головкой стреляющего механизма.

Стреляющий механизм предназначен для производства выстрела и выбрасывания сиденья при катапультировании.

Стреляющий механизм состоит из двух телескопических труб — внутренней и внешней, соединенных между собой шариковым замком. Внешняя труба крепится к полу кабины. Внутренняя труба в своей нижней части имеет поршень, в котором размещены шарики шарикового замка. В верхней части трубы имеется резьба, на которую наворачивается головка стреляющего механизма.

Головка стреляющего механизма состоит из ударника, пружины и упора ударника. Ударник служит для разбивки капсюля пиропатрона. Упор ударника препятствует перемещению ударника под воздействием пружины. Упор ударника контрится тросом, соединенным с фонарем. На земле упор ударника дополнительно контрится наземным стопором.

При перемещении рычага аварийного сброса фонаря вперед замки фонаря открываются, фонарь сбрасывается и выдергивает тросовую контровку упора ударника.

Одновременно при перемещении рычага аварийного сброса его зуб выходит из зацепления со скобой выстрела и освобождает ее.

При нажатии на скобу выстрела упор ударника через тросовую проводку, траверсу и двуплечий рычаг отодвигается и под действием пружины ударник ударяет по капсюлю пиропатрона ПК-4-1. Происходит выстрел. При выстреле пороховые газы открывают шариковый замок и, действуя на поршень, выбрасывают внутреннюю трубу вместе с сиденьем из кабины.

ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБСЛУЖИВАНИЕ КАБИН
И КАТАПУЛЬТИРУЕМЫХ СИДЕНИЙ

Техническое обслуживание кабин включает:

осмотр остекления кабин. Остекление не должно иметь механических повреждений, трещин («серебрения»). Для предохранения от воздействия атмосферных факторов (влага, солнечная радиация) фонари кабины покрываются чистыми чехлами. Выявляемые загрязнения остекления удаляются мягкой хлопчатобумажной тканью, смоченной в воде. Масляные пятна удаляются тканью, смоченной в мыльной воде;

проверку герметичности кабин. Герметичность кабины определяется по времени падения давления в кабине при наземных испытаниях. В случае большой утечки воздуха определяют место утечки. При этом в первую очередь проверяют на слух или с помощью мыльной пены герметичность выводов тяг и проводки, надежность герметизации фонарей давлением воздуха в шлангах герметизации, а также зазоры между фонарями и каркасом кабин. При проверке герметичности кабины запрещается находиться в кабине самолета, в том числе и с целью выявления мест утечки воздуха;

осмотр катапультируемых сидений. На них не допускаются какие-либо повреждения. Рычаги аварийного сброса фонаря и катапультирования должны находиться в исходном положении и быть опломбированы. Стреляющий механизм и ручки сброса фонаря и катапультирования должны быть всегда застопорены наземными стопорами. Стопоры снимаются после посадки летчика в кабину перед вылетом и устанавливаются перед выходом летчика из кабины после полета. Автомат открытия привязных ремней должен быть установлен на указанное инструкцией время, а гибкая шпилька автомата законтрена нитками.

НЕИСПРАВНОСТИ КАБИН
И КАТАПУЛЬТИРУЕМЫХ СИДЕНИЙ

«Серебрение» остекления фонаря вследствие воздействия солнечной радиации; запрещается промывать остекление керосином, щелочными растворами или протирать суконной ветошью.

старение, растрескивание шланга герметизации фонаря. Дефектный шланг заменяется новым;

самопроизвольный сброс в полете сдвижной части фонаря из-за неполного закрытия замков перед взлетом, неправильного действия системы аварийного сброса фонаря и последующего срабатывания системы от действия вибрационных нагрузок. С целью предупреждения данных недостатков необходимо контролировать положение деталей механизма аварийного сброса фонаря по контрольным красным меткам на рычагах аварийного сброса, которые должны совпадать.

ГЛАВА X. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ДВИГАТЕЛЕ

На самолетах Л-29 устанавливаются турбореактивные двигатели типа М701, которые по мере накопления опыта их изготовления и эксплуатации постоянно совершенствовались и модернизировались. Так, вместо двигателя М701Вс-150 начал выпускаться двигатель М701с-250, потом М701с-400, а затем М701-500. В настоящее время двигателей М701с-150 и М701с-250 в эксплуатации уже не осталось, поэтому остановимся на конструктивных отличиях только двигателей М701с-400 и М701с-500.

ОСНОВНЫЕ КОНСТРУКТИВНЫЕ ОТЛИЧИЯ ДВИГАТЕЛЯ М701с-500 ОТ ДВИГАТЕЛЯ М701с-400

1. По входному корпусу:

на двигателе установлен новый стандартный датчик тахометра типа ДТЭ-2, имеющий привод с передачей 1 : 6,125, вместо привода с передачей 1 : 3,977;

фланец для установки агрегата зажигания имеет утолщенные шпильки крепления.

2. По турбине:

лопатки соплового аппарата изготавливаются из более жаростойкого материала ЛВН-9 (типа ЖС-бК) вместо ЛК-4.

3. По масляной системе:

изменена система смазки при отрицательных перегрузках.

В коробке маслофильтров находится только одна откидная всасывающая трубка подвода масла, которая при перевернутом полете входит в выемку перегородки бака и откачивает масло с днища входного корпуса.

4. По топливной системе:

все агрегаты топливной системы имеют индекс 05.

Рис. 75. Общий вид двигателя М701с-500 (вид слева, спереди):

1 — обтекатель стартера; 2 — кабель стартера; 3 — фланец привода генератора; 4 — фланец крепления гидронасоса; 5 — фланец крепления датчика тахометра; 6 — запальная свеча; 7 — штуцер приводного кабеля к запальной свече; 8 — кожух добавочного разрядника запальной свечи; 9 — заправочная горловина масляного бака; 10 — фланец отбора воздуха для кабины; 11 — пневматический клапан антиобледенения; 12 — термометр масла в масляном баке; 13 — редукционный клапан давления масла; 14 — штуцер датчика давления масла

С целью повышения тонкости очистки сетчатый фильтрующий элемент топливного фильтра низкого давления заменен бумажным, который через 50 ч эксплуатации подлежит замене на новый из одиночного комплекта запасных частей, прикладываемых к каждому двигателю.

5. По электрическому оборудованию:

у катушки зажигания изменено условное обозначение с 2245.04 на 2245.05.

В соответствии с бюллетенем № М701с-400/53 при ремонте двигателей М701с производится их доработка в профиль двигателя М701с-500 и им присваивается индекс М701к-500.

Таким образом, в эксплуатации в настоящее время находятся в основном двигатели М701с-500 и М701к-500, не имеющие существенных отличий.

Внешний вид двигателя М701с-500 представлен на рис. 75.

ПРИНЦИП РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ

Принцип реактивного движения известен уже более 2000 лет. Однако проекты реактивных двигателей для летательных аппаратов появились лишь в XIX веке, а практическое использование этих двигателей в авиации стало возможным только в 40-х годах нашего века.

Отметим лишь некоторые научно-технические вехи в развитии отечественного и мирового реактивного двигателестроения.

В 1882 г. великий русский ученый Н.Е.Жуковский, названный В.И.Лениным «отцом русской авиации», опубликовал свою работу «О реакции втекающей и вытекающей жидкости», а в 1908 г. — «К теории судов, приводимых в движение силой реакции вытекающей воды». В 1929 г. вышла в свет работа профессора, а впоследствии академика Б.С.Стечкина «Теория воздушно-реактивных двигателей», явившаяся в прошлом и являющаяся в настоящее время фундаментальной основой для теоретических работ по реактивным двигателям.

Реактивные двигатели получили свое название по принципу создания тяги, которая возникает в них за счет преобразования химической энергии топлива в кинетическую энергию газовой струи, вытекающей из сопла двигателя. Это преобразование происходит в термодинамическом цикле, представляющем собой непрерывный процесс, состоящий из динамического сжатия воздуха в воздухозаборнике (при полете самолета), механического сжатия воздуха в компрессоре, подвода тепла за счет сгорания топлива в камере сгорания, неполного расширения газов в турбине и дальнейшего их расширения в реактивном сопле. Динамическое сжатие воздуха увеличивается с увеличением скорости полета. Поэтому при больших сверхзвуковых (гиперзвуковых) скоростях полета (М — 3...4) более эффективными являются бескомпрессорные прямоточно-реактивные двигатели.

На самолетах с дозвуковыми и умеренными сверхзвуковыми скоростями полета применяются авиационные газотурбинные двигатели (ГТД).

Физическая основа создания тяги в ГТД состоит в том, что эффективная мощность, получаемая в термодинамическом цикле двигателя, используется для разгона и выбрасывания массы газа через реактивное сопло.

Реактивное движение происходит по известным законам механики (второй и третий законы Ньютона).

Второй закон механики гласит, что сила, сообщающая телу ускорение, равна произведению массы этого тела на приобретенное им ускорение. Ввиду того что масса газов практически не отличается от массы проходящего через двигатель воздуха, тягу принято приближенно определять по уравнению:

R = G/g (C₅ - C₀),

где R — сила тяги, кгс;

G — секундный расход воздуха, кг/с;

C₅ — скорость выходящей газовой струи, м/с;

C₀ — скорость полета самолета, м/с;

g — ускорение силы тяжести, м/с².

Согласно третьему закону механики, силы взаимодействия тел друг с другом равны по величине и противоположны по направлению. Это значит, что сила, возникающая при истечении газов из реактивного сопла, действует на самолет и обеспечивает его полет в направлении, противоположном истечению газов.

Рассмотрим кратко изменение основных параметров потока воздуха турбореактивного двигателя в его проточной части. Компоновка двигателя М701 приведена на рис. 76.

Воздух из атмосферы через воздухозаборник самолета поступает в компрессор двигателя. Движение потока воздуха по воздухоподводящим каналам происходит с некоторой потерей энергии вследствие образования вихрей в местах поворота потока, а также трения воздуха о стенки канала. При работе двигателя на земле в воздухоподводящем канале за счет потерь давление и температура воздуха также снижаются.

Скорость воздуха на входе в компрессор составляет 150...160 м/с при расходе воздуха 16,7 кг/с. Величина скорости выбрана из условия уменьшения площади сечения входного устройства и диаметральных размеров компрессора при заданном расходе воздуха для создания равномерного поля скоростей на входе в компрессор. Секундный расход воздуха через двигатель определяется тепловым расчетом исходя из потребной тяги двигателя.

В компрессоре воздух сжимается, его давление и температура повышаются, а скорость практически остается неизменной. На выходе из компрессора они соответственно равны

P₂ » 4,1 кгс/см²,    T₂ » 470°К    и    C₂ » 160 м/с.

Из центробежного компрессора сжатый воздух поступает в семь камер сгорания, где разделяется на два потока: первичный и вторичный.

Первичный поток поступает внутрь жаровых труб. Здесь происходит сгорание топлива, подаваемого через рабочие форсунки. Температура в зоне горения может достигать 2500°К.

Вторичный поток воздуха входит внутрь жаровых труб через несколько рядов отверстий и, смешиваясь с горячими газами, снижает их температуру у поверхности до значения, допустимого характеристиками жаропрочности материала лопаток турбины. Процесс подвода тепла в камере сгорания сопровождается расширением газа, связанным с увеличением его объема и скорости движения.

Рис. 76. Общая компоновка двигателя:

1 — входной корпус компрессора; 2 — крыльчатка компрессора; 3 — лопаточный диффузор; 4 — диффузор; 5 — форсунка; 6 — жаровая труба; 7 — камера сгорания; 8 — газосборник; 9 — сопловый аппарат; 10 — лопатка турбины; 11 — выходной диффузор; 12 — удлинительная труба; 13 — сопло; 14 — трубопровод охлаждающего воздуха; 15 — дефлектор; 16 — диск турбины; 17 — выходной конус; 18 — задний вал; 19 — трубки суфлирования; 20 — основной вал; 21 — силовой конус; 22 — патрубок отвода воздуха; 23, 24, 25 — теплоизоляция; 26 — термопара; 27 — электромагнитный клапан; 28 — трубопровод подвода воздуха на обогрев носка и обтекателя; 29 — обтекатель; 30 — кок (кожух) стартера

Из камеры сгорания газовоздушный поток поступает в турбину. В сопловом аппарате увеличивается скорость газа, который затем направляется на лопатки рабочего колеса турбины.

В результате воздействия высокоскоростного потока газов на лопатки вращающегося рабочего колеса турбины осуществляется преобразование энергии нагретого газа в механическую энергию вращения ротора турбины. Совершаемая при этом работа турбины идет, в основном, на вращение ротора компрессора, а также на привод вспомогательных агрегатов. Однако в турбине газ расширяется не полностью. При последующем окончательном расширении в реактивном сопле газовый поток разгоняется и его скорость C₅ на выходе из сопла существенно превышает скорость потока на входе в двигатель C₀. Создается реактивная тяга.

ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ДВИГАТЕЛЯ М701с-500

Таблица 8

Передаточные числа приводов к агрегатам двигателя

Примечания: 1. Вследствие разницы между действительным передаточным числом привода тахометра (1 : 6,125) и расчетным числом, принятым при оцифровке шкалы указателя, действительная частота вращения ротора двигателя отличается от замеренной и составляет:

2. Направление вращения агрегатов указано со стороны привода агрегата. Режимы работы двигателя и значения его параметров при стандартных атмосферных условиях (t_н=15°С, P₀=760 мм рт. ст.) приведены в табл. 9.

Таблица 9

Основные параметры двигателя на режимах

ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ

Характеристикой турбореактивного двигателя называется зависимость основных параметров (тяги к удельного расхода топлива) от частоты вращения ротора двигателя, высоты и скорости полета самолета. Характеристики двигателя необходимы для проведения инженерно-штурманских расчетов дальности и продолжительности полета, определения тяговооруженности самолета, оценки совершенства двигателей путем сравнения между собой, а также для определения тактико-технических данных самолета, его боевых и эксплуатационных возможностей.

Дроссельной характеристикой двигателя называется зависимость тяги и удельного расхода топлива от частоты вращения ротора прк постоянной высоте и скорости полета. Обычно дроссельная характеристика строится по результатам испытания двигателя на стенде при высоте и скорости полета, равных нулю. Для исключения влияния барометрического давления и температуры окружающей среды на значения удельного расхода топлива и тяги двигателя результаты испытания приводят к стандартным атмосферным условиям (барометрическому давлению окружающего воздуха B_ст = 760 мм рт. ст. и температуре T_ст = 288°К).

Приведение замеренных основных параметров к стандартным атмосферным условиям производится по следующим формулам:

а) приведенная частота вращения ротора двигателя

n_пр = n_зам, об/мин;

б) приведенная тяга двигателя

в) приведенный удельный расход топлива

C_{R пр} = C_{R зам}, кг/кгс тяги×ч.;

г) приведенная абсолютная температура газов

T_пр = T_зам, °K.

Дроссельная характеристика двигателя М701с-500 представлена на рис. 77. Из этой характеристики видно, что с увеличением частоты вращения ротора двигателя тяга возрастает, а удельный расход топлива уменьшается.

На тягу и удельный расход топлива влияют степень повышения давления, температура газов перед турбиной, расход воздуха через двигатель и коэффициент полезного действия компрессора и турбины. Все эти параметры зависят от частоты вращения ротора двигателя (рис. 78).

Степень повышения давления увеличивается довольно интенсивно с увеличением частоты вращения, а коэффициент полезного действия компрессора (h_к) имеет максимум при средней частоте вращения ротора. Коэффициент полезного действия турбины (h_т) практически мало изменяется в рабочем диапазоне частоты вращения.

Рис. 77 Дроссельная характеристика двигателя М701с-500

Рис. 78. Зависимость основных параметров двигателя от частоты вращения

Температура газов перед турбиной с увеличением частоты вращения ротора вначале уменьшается, а затем начинает расти. Такой характер изменения температуры объясняется условиями совместной работы компрессора и турбины.

При изменении частоты вращения изменяется не только температура газов перед турбиной, но и температура воздуха за компрессором T₂, причем разность T₃–T₂ (степень подогрева воздуха в камере сгорания) изменяется более резко, чем T₃.

Удельная тяга двигателя зависит от степени повышения давления и степени подогрева воздуха в камере сгорания. Поэтому изменение удельной тяги характеризуется совместным действием указанных факторов. В начале под влиянием увеличения степени повышения давления удельная тяга растет медленно за счет снижения степени подогрева, а затем происходит увеличение степени подогрева и возрастание удельной тяги становится более интенсивным.

Характер изменения тяги двигателя определяется изменением удельной тяги и расхода воздуха (G_в). До режима n = 75—80% происходит относительно плавное увеличение тяги, что определяется медленным увеличением R_уд и G_в. При дальнейшем увеличении частоты вращения резкое возрастание удельной тяги приводит к значительному увеличению темпа роста тяги двигателя.

На изменение удельного расхода топлива С_R по дроссельной характеристике действуют те же факторы — степень повышения давления и степень подогрева воздуха в компрессоре. Увеличение степени повышения давления уменьшает удельный расход топлива, а увеличение степени подогрева — увеличивает. Поэтому вначале с увеличением частоты вращения происходит резкое уменьшение удельного расхода топлива, так как одновременно увеличиваются степень повышения давления и степень подогрева, а затем увеличение степени подогрева начинает оказывать более значительное влияние и удельный расход топлива, достигнув минимума при n = 90—95%, начинает возрастать.

Характеристикой двигателя по скорости полета называется зависимость тяги и удельного расхода топлива от скорости полета на данной высоте при постоянной частоте вращения ротора. Скоростные характеристики строятся при условии постоянства температуры газов перед турбиной.

С увеличением скорости полета в результате скоростного сжатия возрастает давление воздуха во входном устройстве и соответственно увеличивается секундный расход воздуха через двигатель. Одновременно увеличивается и общая степень повышения давления в двигателе, что вызывает повышение температуры воздуха за компрессором T₂ и соответствующее уменьшение степени подогрева (T₃–T₂), так как температура газов перед турбиной остается постоянной. В связи с этим удельная тяга двигателя также уменьшается.

Рис. 79. Высотная и скоростная характеристики двигателя М701с-500 на самолете Л-29 при n = 15 400 об/мин

Поскольку тяга двигателя равна произведению удельной тяги на секундный расход воздуха, изменение тяги с увеличением скорости происходит в результате взаимного влияния этих двух факторов. До скорости полета, соответствующей M = 0,4...0,5, увеличение расхода воздуха не может компенсировать снижение удельной тяги, в результате чего тяга двигателя падает. При больших скоростях полета расход воздуха возрастает настолько, что превышает падение удельной тяги, и тяга двигателя начинает возрастать (рис. 79).

Для анализа характера изменения удельного расхода топлива целесообразно рассмотреть формулу

где Q — количество подведенного тепла;

H_u — низшая теплотворная способность топлива;

R_уд — удельная тяга двигателя;

x — коэффициент выделения тепла, характеризующий полноту сгорания (0,96...0,97). При увеличении скорости полета уменьшаются и количество тепла (степень подогрева) и удельная тяга. При этом удельная тяга уменьшается более интенсивно, чем степень подогрева, поэтому удельный расход топлива с увеличением скорости полета возрастает (рис. 80).

Рис. 80. Приближенная зависимость удельного расхода топлива двигателя М701с-500 от скорости и высоты полета при n = 15 400 об/мин

Высотной характеристикой двигателя называется зависимость тяги и удельного расхода топлива от высоты полета. Эта характеристика строится при условии постоянства скорости полета самолета, частоты вращения ротора двигателя и температуры газов перед турбиной.

С увеличением высоты полета температура наружного воздуха уменьшается, а после высоты 11 км остается практически постоянной. С уменьшением температуры окружающего воздуха уменьшается температура воздуха за компрессором Т₂, а следовательно, при постоянной температуре Т₃ увеличивается подогрев воздуха в камере сгорания (Т₃–Т₂).

При уменьшении температуры наружного воздуха с лодъемом на высоту растет также степень повышения давления воздуха в компрессоре.

В результате этого удельная тяга двигателя с подъемом на высоту до 11 км возрастает, а на высоте 11 км и выше температура воздуха остается постоянной и соответственно удельная тяга не меняется.

С увеличением высоты уменьшается плотность наружного воздуха, что вызывает уменьшение его расхода через двигатель. До высоты 11 км вследствие увеличения степени повышения давления падение расхода воздуха происходит медленнее, чем падает плотность воздуха. Поскольку тяга определяется произведением удельной тяги на расход воздуха, ее изменение зависит от изменения обоих этих параметров. Уменьшение расхода воздуха с высотой настолько значительно, что не может быть компенсировано некоторым увеличением удельной тяги, поэтому тяга двигателя с подъемом на высоту падает.

Рис. 81. Высотная и скоростная характеристики двигателя М701с-500 на самолете Л-29 при n = 14 950 об/мин

Изменение с высотой удельного расхода топлива также происходит под влиянием двух факторов: степени повышения давления и степени подогрева. При увеличении степени повышения давления удельный расход топлива уменьшается, а с увеличением степени подогрева — увеличивается. Однако с подъемом на высоту рост степени повышения давления оказывает преобладающее влияние, поэтому удельный расход топлива с поднятием на высоту уменьшается. На высоте 11 км и более оба влияющие фактора не изменяются и удельный расход топлива также остается постоянным.

Обычно для удобства пользования скоростную и высотную характеристики совмещают. Такие высотно-скоростные характеристики двигателя М701с-500 для некоторых режимов его работы представлены на рис. 81, 82, 83.

Рис. 82. Высотная и скоростная характеристики двигателя М701с-500 на самолете Л-29 при n = 14 500 об/мин

Рис. 83. Высотная и скоростная характеристики двигателя М701с-500 на самолете Л-29 при n = 13 500 об/мин

Для двигателей М701с-500 установлены следующие основные режимы работы.

Максимальный режим (взлетный) соответствует максимальной частоте вращения ротора n = 15 400 об/мин, следовательно, и максимальной тяге двигателя.

Узлы и детали двигателя при работе на максимальном режиме подвергаются наибольшей нагрузке, и поэтому время непрерывной работы двигателя в полете не должно превышать 6 мин.

Номинальный режим соответствует частоте вращения ротора на 3% ниже максимальной, при этом тяга двигателя меньше максимальной на 10%. Используется этот режим при наборе высоты с большой скоростью.

Крейсерский режим (0,9 номинального) соответствует частоте вращения на 6% ниже максимальной, при которой тяга составляет 80% от максимальной.

Малый газ соответствует наименьшей частоте вращения ротора, при которой обеспечивается устойчивая работа двигателя. Тяга на этом режиме не должна быть более 70 кгс, чтобы не увеличивалась длина пробега самолета при посадке.

Время непрерывной работы двигателя на земле на режиме малого газа не должно превышать 10 мин.

Рис. 84. Зависимость тяги двигателя М701с-500 от атмосферных условий при n = 15 400 об/мин

Пользуясь характеристиками двигателя, необходимо учитывать, что в процессе эксплуатации самолета на детали газовоздушного тракта воздействует целый комплекс факторов, приводящих к износу деталей газовоздушного тракта, ухудшению их аэродинамического обтекания, изменению зазоров между деталями и т. д. Поэтому с увеличением наработки двигателя уменьшаются коэффициенты полезного действия компрессора и турбины, снижаются степень повышения давления и расход воздуха, ухудшается процесс сгорания, изменяются проходные сечения из-за коробления жаровых труб и лопаток соплового аппарата. В результате таких изменений происходит уменьшение тяги двигателя и рост удельного расхода топлива. С увеличением наработки снижение тяги двигателя происходит все более интенсивно. Опыт показывает, что за первые 100 ч наработки тяга может снижаться примерно на 0,5%, за 400 ч — на 1...8%, за 500 ч — на 9...10%, а удельный расход топлива за 400...500 ч увеличивается на 10...15%. Кроме того, следует учитывать изменение тяги двигателя в зависимости от атмосферного давления и температуры окружающего воздуха (рис. 84), а также то, что при установке двигателя на самолет Л-29 тяга снижается на 4...4,5% за счет гидравлических потерь на входе воздуха в двигатель.

ГЛАВА XI. КОМПРЕССОР

НАЗНАЧЕНИЕ И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ ЦЕНТРОБЕЖНОГО КОМПРЕССОРА

Компрессор газотурбинного двигателя предназначен для сжатия воздуха и подачи его в камеру сгорания. Сжатие воздуха необходимо для более полного преобразования подводимого в камеру сгорания тепла в кинетическую энергию газового потока. Это наглядно видно из формулы, выражающей зависимость термического коэффициента полезного действия двигателя (h_t) от степени повышения давления компрессора

где p_к — степень повышения давления в компрессоре;

к — показатель адиабаты.

Анализ формулы показывает, что при отсутствии сжатия (p_к=1) термический КПД равен нулю и, следовательно, введенное в двигатель тепло в результате сгорания топлива не идет на увеличение кинетической энергии газа. С увеличением степени повышения давления повышается термический КПД, возрастает эффективность использования подводимого в двигатель тепла. Поэтому одним из основных требований, предъявляемых к компрессорам, наряду с требованиями обеспечения надежной и устойчивой работы на всех эксплуатационных режимах, предъявляются требования обеспечить возможность получения больших степеней сжатия при малой массе и габаритах.

Возможность удовлетворения этих требований в значительной степени определяется конструкцией компрессора. По конструкции компрессоры современных авиационных двигателей разделяются на два типа: центробежные и осевые.

Центробежные компрессоры имеют целый ряд преимуществ перед осевыми: простота конструкции и малая трудоемкость в изготовлении, удовлетворительная характеристика при переменных режимах работы, возможность получения больших степеней повышения давления в одной ступени (p_ст=3...6).

Основные недостатки центробежных компрессоров по сравнению с осевыми — меньший КПД, небольшая пропускная способность и большие габаритные размеры в поперечном направлении.

Осевые компрессоры имеют более высокий коэффициент полезного действия, большую пропускную способность, выполняются многоступенчатыми, а потому имеют более высокую степень повышения давления и, следовательно, более высокий КПД, однако они более сложны и дороги в изготовлении, менее устойчивы в газодинамическом отношении и менее надежны в эксплуатации.

Высокая надежность, простота конструкции и большая газодинамическая устойчивость предопределили использование на двигателе М701 центробежного компрессора.

Центробежный компрессор (рис. 85) состоит из ротора и статора. Лопатки вращающегося направляющего аппарата (воздухозаборника) совместно с лопатками рабочего колеса образуют межлопаточные каналы и вместе с корпусом — проточную часть компрессора.

Рабочее колесо с вращающимся направляющим аппаратом (ВНА) и валом образуют ротор компрессора, а корпус компрессора с диффузором — его статор. Вращающийся направляющий аппарат — это спрофилированный лопаточный венец, обеспечивающий безударный вход воздуха на лопатки рабочего колеса.

На входе во ВНА величина и направление относительной скорости W₁ определяются величинами абсолютной скорости C₁ и изменяющейся по высоте лопаток окружной скорости U₁ (рис. 86).

Для обеспечения безударного входа углы загиба лопаток ВНА делают близкими к углам направления относительной скорости W₁. Поскольку направление относительной скорости меняется по высоте лопатки, углы загиба лопаток ВНА также изменяются пропорционально высоте лопатки, увеличиваясь от втулки к периферии.

Рис. 85. Продольный разрез компрессора двигателя М701с-500:

1 — входной корпус компрессора; 2 — передняя стенка компрессора; 3 — переднее опорное кольцо лопаточного диффузора; 4 — фланец отбора воздуха для охлаждения узла турбины; 6 — заднее опорное кольцо лопаточного диффузора; 6 — крыльчатка компрессора; 7 — передний зал; 8 — основной вал ротора; 9 — силовой конус; 10 — задний корпус компрессора; 11 — горловина заднего корпуса компрессора; 12 — нижний узел крепления двигателя; 13 — лопатка диффузора; 14 — штифт; 15 — передний подшипник с корпусом переднего уплотнения; 16 — вращающийся направляющий аппарат крыльчатки компрессора

В межлопаточных каналах происходит поворот воздушного потока, вращающийся направляющий аппарат вовлекает воздушный поток во вращение, закручивает его и сообщает ему кинетическую энергию вращательного движения.

Рис. 86. Треугольник скоростей воздуха на входе в колесо центробежного компрессора

В межлопаточных. каналах колеса центробежного компрессора поток воздуха, поступающий из ВНА, движется в направлении от центра к периферии: с непрерывным возрастанием окружной скорости. На двигателе М701 окружная скорость колеса компрессора меняется от 130 м/с у втулки до 450 м/с на периферии (на максимальном режиме работы двигателя). Вращение потока вызывает появление центробежных сил, повышающих давление воздуха. Таким образом, из колеса выходит закрученный воздушный поток с большой скоростью, т. е. обладающий большой кинетической энергией.

Из колеса воздушный поток поступает в диффузор, в котором полученная кинетическая энергия превращается в работу сжатия. Поэтому на выходе из диффузора скорость воздуха уменьшается, а давление и температура увеличиваются.

Процесс сжатия воздуха в компрессоре происходит с определенными потерями. Так, вследствие вязкости воздуха при вращении колеса происходит трение воздуха, окружающего колесо, и воздуха, движущегося по межлопаточным каналам, о стенки колеса. Это трение создает дополнительный момент сопротивления вращению колеса и требует на его преодоление затрат дополнительной работы, которая входит составной частью в работу, затрачиваемую на вращение компрессора. Основную часть потерь вызывает трение торцевых поверхностей лопаток колеса и воздуха, движущегося по этому колесу, о воздух, находящийся в осевых зазорах между колесом и корпусом компрессора.

Кроме трения воздуха, увлеченного во вращение лопатками колеса, о стенки корпуса значительное влияние на величину потерь оказывает перетекание воздуха по зазорам между торцами лопаток и стенкой корпуса. Это приводит к возникновению дополнительных гидравлических потерь. Перетекание воздуха обусловливается наличием разности давлений с обеих сторон лопатки колеса, которая, в свою очередь, является следствием радиального относительного движения воздуха в колесе и абсолютного движения по спирали с возрастающей окружной скоростью, вызывающих появление сил, действующих перпендикулярно относительной скорости в сторону, обратную направлению движения. Действие этих сил создает перепад давления по обе стороны лопаток, что является источником возникновения момента сопротивления, на преодоление которого необходимо затратить работу. Поскольку величина зазора между лопатками колеса компрессора и корпусом существенно влияет на величину потерь, а следовательно, и на коэффициент полезного действия компрессора, этот зазор конструктивно стараются сделать минимальным.

ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ

Центробежный компрессор двигателя М701 (см. рис. 85) выполнен с односторонним входом и состоит из двух основных частей: неподвижной (статор) и подвижной (ротор).

Статор включает: входной корпус 1 переднюю стенку 2, задний корпус 10, лопаточный диффузор.

Ротор компрессора состоит из заборника 16, крыльчатки компрессора 6 и переднего вала 7.

Входной корпус компрессора (рис. 87) отлит из легкого магниевого сплава типа МЛ-5 и представляет собой два концентрично расположенных цилиндра, соединенных между собой шестью стойками.

Через шесть каналов, образованных стойками и цилиндрическими поверхностями корпуса, воздух поступает к заборнику колеса компрессора. Поскольку основной задачей входного устройства является обеспечение подвода воздуха к колесу компрессора с минимальными гидравлическими потерями и с равномерным тюлем скоростей и давлений, все обтекаемые поверхности тщательно обработаны, а перед стойками устанавливается специально спрофилированный обтекатель из листового материала. Между стойками и обтекателем образуется полость, по которой проходит горячий воздух, отбираемый из полости лопаточного диффузора. В результате этого стойки нагреваются, что предотвращает возможность их обледенения. Горячим воздухом обогревается и кок электростартера, который крепится к корпусу коробки приводов, расположенной внутри малого цилиндра (ступицы) входного корпуса компрессора. К заднему фланцу ступицы крепится корпус переднего подшипника ротора двигателя.

Рис. 87. Входной корпус компрессора:

1 — кок стартера; 2 — обтекатель; 3 — стойка вертикальная; 4 — крышка коробки вспомогательных приводов; 5 — штуцер для соединения с бачком суфлирования; 6 — прокладка фланца бачка суфлирования; 7 — прокладка коробки масляных фильтров; 8 — приемник статического и динамического давления для баростата

В нижней части входной корпус переходит в прямоугольный фланец, к которому крепится коробка масляных фильтров, одновременно являющаяся и емкостью для масла.

В верхней части входной корпус переходит в коробку вспомогательных приводов, имеющую разъем в горизонтальной плоскости.

Вертикальные стойки (верхняя и нижняя) утолщены и выполнены полыми. Внутри верхней стойки проходит верхний вертикальный вал привода коробки вспомогательных приводов, в нижней стойке — вал привода масляных насосов. В стойках просверлены каналы для подвода под давлением масла к форсункам. После смазки масло по внутренним полостям вертикальных стоек сливается в коробку масляных фильтров.

На наклонной правой верхней стойке размещается приемник статического и динамического давлений воздуха для подвода в камеру баростатического регулятора.

Входной корпус задним фланцем с помощью шпилек крепится к передней стенке компрессора.

Передняя стенка компрессора в своей внутренней части является продолжением профилированной части входного корпуса и выполнена в форме диска с отверстием в центре к двумя фланцами. К одному фланцу крепится входной корпус компрессора, а вторым фланцем передняя стенка соединяется с задним корпусом компрессора.

Передняя стенка компрессора отлита из легкого сплава типа силумин. С наружной ее стороны имеются ребра жесткости. Кроме того, жесткость обеспечивается также 28 лопатками диффузора, которые шпильками крепятся к передней стенке и заднему корпусу компрессора.

На передней стенке справа расположены фланцы для крепления распределителя топлива и барометрического регулятора. Между этими фланцами имеются два отверстия, через которые воздух отбирается для поддавливания подвесных баков и гидробака, а также для автомата приемистости.

С левой стороны расположено отверстие с фланцем для установки пневмоклапана, через который отбирается воздух в кабину самолета и антиобледенительную систему двигателя. Задний корпус компрессора является основной силовой частью статора. На нем расположены две боковые цапфы и нижний узел крепления двигателя. В верхней части корпуса имеются два рым-болта для подъема двигателя. Задний корпус компрессора отливается из легкого сплава типа силумин. На задней части корпуса равномерно по окружности имеются горловины с фланцами для крепления патрубков компрессора, по которым сжатый воздух подается из компрессора в камеры сгорания.

В задней части корпуса имеется фланец с 48 отверстиями для крепления силового конуса. На внешней поверхности заднего корпуса отлито 19 ребер жесткости, а с внутренней стороны выполнена кольцевая проточка под заднее опорное кольцо лопаточного диффузора. Равномерно по окружности корпуса расположено 28 отверстий под шпильки крепления лопаток диффузора. Вверху слева и внизу справа расположены отверстия с треугольными фланцами для отбора воздуха на охлаждение узла турбины.

Задний корпус компрессора вместе с передней стенкой и лопатками диффузора образуют закрытую полость, в которой размещено рабочее колесо компрессора.

Лопаточный диффузор служит для преобразования кинетической энергии воздушного потока в энергию давления. Он состоит из переднего и заднего опорных колец и 28 вставных алюминиевых лопаток. Лопатки после сборки диффузора образуют 28 расширяющихся каналов, в которых обеспечивается снижение скорости потока воздуха и соответствующее повышение его давления.

Ротор компрессора состоит из крыльчатки, вращающегося направляющего аппарата и переднего вала. Крыльчатка компрессора с односторонним входом воздуха изготовлена из ковкого алюминиевого сплава типа АК-5. Она имеет форму диска, в передней части которого расположены 24 радиальные лопатки. Лопатки заборника являются как бы продолжением этих лопаток. В передней части крыльчатки в ее центре имеются центровочный буртик и фланец с 12 отверстиями для крепления переднего вала. В задней части крыльчатка переходит в развитый фланец с 18 отверстиями и центровочным буртиком для крепления вала компрессора. На периферии диска имеются пять кольцевых выступов лабиринтного уплотнения, предотвращающего перетекание воздуха в полость силового конуса. Заборник ВНА своей ступицей устанавливается на передний вал компрессора и фиксируется от проворачивания двумя штифтами.

Поверхность лопаток заборника, прилегающая к лопаткам крыльчатки, выполнена конусной, что обеспечивает полное прижатие концов лопаток при наличии зазора у основания. Такой предварительный натяг увеличивает жесткость и обеспечивает снижение динамических напряжений в лопатках заборника в процессе работы двигателя.

Для компенсации смещения лопаток заборника под действием аэродинамических сил в сторону, противоположную вращению, лопатки заборника устанавливают со смешением по направлению вращения на 0,4 мм относительно лопаток колеса. В этом случае при работе двигателя лопатки прогибаются и устанавливаются строго против лопаток колеса.

Передний вал ротора компрессора полый, изготовлен из хромоникелеваиадиевой стали типа 18ХНВА. Он служит для установки заборника ВНА и переднего подшипника компрессора.

ОСНОВНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ КОМПРЕССОРА,
ПРИЧИНЫ ИХ ВОЗНИКНОВЕНИЯ
И МЕРОПРИЯТИЯ ПО ИХ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЮ

Как уже отмечалось, высокая эксплуатационная надежность центробежных компрессоров является одним из основных факторов, предопределивших их использование в авиационных двигателях. Однако достижение высокой надежности невозможно без строгого выполнения всех требований по их эксплуатации, а также без знания недостатков, обусловленных особенностями конструкции.

Неустойчивая работа двигателя (помпаж) является обычно следствием нарушения плавности обтекания лопаток заборника и диффузора, что сопровождается резкими колебаниями скорости и давления потока воздуха при одновременном падении давления за компрессором и росте температуры газов, а также падением частоты вращения ротора компрессора. Как правило, помпаж сопровождается тряской двигателя и хлопками.

Физическая сущность помпажа заключается в следующем. В процессе работы компрессора на расчетном режиме обеспечивается плавное обтекание входных кромок лопаток заборника и лопаток диффузора (рис. 88а). Отклонение расхода воздуха от расчетной величины изменяет величину и направление относительно скорости воздуха на входе в компрессор. При уменьшении расхода воздуха (рис. 88в) поток набегает на вогнутую поверхность (корытце) лопатки, образуя завихрения и разрежение на выпуклой ее поверхности (на спинке). Это разрежение способствует дальнейшему распространению завихрений в компрессоре.

Рис. 88. Образование срывных явлений в центробежном компрессоре

При увеличении расхода воздуха (рис. 88б) поток набегает на спинку лопатки, но зарождающиеся на вогнутой части завихрения локализуются повышенным давлением, возникающим при этой поверхности при работе двигателя, и поэтому не нарушается работа компрессора.

Условия образования завихрений в лопаточном диффузоре аналогичны. При уменьшении расхода воздуха по сравнению с расчетным на спинке лопатки возникают завихрения, которые вследствие разрежения на этой поверхности начинают интенсивно развиваться, занимая значительную часть межлопаточного канала. Происходит периодически повторяющаяся закупорка компрессора, что может сопровождаться выбросами воздуха на вход в компрессор и привести к росту температуры газов на турбине.

Общее представление о склонности компрессора к помпажу дает характеристика компрессора (рис. 89), представляющая собой зависимость степени повышения давления от приведенного расхода воздуха, проходящего через компрессор, при различной приведенной частоте вращения.

Рис. 89. Характеристика компрессора

На каждом установившемся режиме компрессор совместно с турбиной работает только при определенном расходе воздуха, определяемом рабочей точкой. Линия, соединяющая рабочие точки на характеристике компрессора при различной частоте вращения, называется линией рабочих режимов.

Кроме этой линии для каждой частоты вращения наносят точки начала помпажа. Линия, соединяющая эти точки, называется границей помпажа.

Точка пересечения линий рабочих режимов и границы помпажа называется критической. Область между границей помпажа и рабочей линией — область беспомпажной работы, определяющая «запас компрессора по помпажу». На практике этот запас оценивается как выраженное в процентах отношение разности критической и максимальной частот вращения к максимальной частоте вращения:

У современных двигателей запас устойчивой работы должен быть не менее 12...17%. Однако в процессе эксплуатации двигателя происходит износ деталей проточной части, ухудшается состояние обтекаемой потоком воздуха поверхности, что неизбежно приводит к снижению запаса устойчивости компрессора.

Снижение атмосферного давления, увеличение температуры воздуха, а также регулировка автомата приемистости в сторону уменьшения времени приемистости (даже в пределах регулировки, разрешенной инструкцией по эксплуатации) способствуют возникновению помпажа. В случае появления признаков помпажа двигателя М701 (хлопки, тряска, рост температуры газов и т. п.) необходимо снизить частоту вращения.

На запас устойчивости двигателя по помпажу существенное влияние также оказывают эксплуатационные и технологические (ремонтные) факторы. Все повреждения деталей проточной части двигателя (забоины входных кромок лопаток заборников, деформация лопаток, повреждения лопаток диффузора) приводят к ухудшению обтекания лопаток, образованию вихрей и смещению границы помпажа на характеристике компрессора вправо. Увеличение гидравлических сопротивлений деталей газовоздушного тракта (заварка и коробление жаровых труб, коробление лопаток соплового аппарата и т. п.) приводит к смещению рабочей линии влево, что также уменьшает запас устойчивости двигателей по помпажу.

Разрушение колеса центробежного компрессора является наиболее опасным отказом, приводящим к разрушению двигателя и повреждению отдельных узлов и систем самолета.

Разрушение происходит на максимальном или близком к нему режиме работы двигателя. Причиной разрушения колес компрессора является возникновение и развитие усталостных трещин на тыльной стороне колеса в месте галтельного перехода полотна диска в ступицу из-за воздействия на них повышенных нагрузок изгибного характера при неустойчивой работе двигателя.

Снижение долговечности материала колеса является следствием растрескивания поверхностного слоя материала при его анодировании и повышенной чувствительности материала колес к трещинам.

В целях предотвращения случаев разрушения колес компрессора при их изготовлении производится рентгеновский контроль на отсутствие внутренних пороков в материале, а при ремонте введен ультразвуковой контроль колес на отсутствие трещин, коррозионных поражений и других дефектов. Для предотвращения коррозии все колеса компрессора при ремонте покрываются эмалью.

Поскольку максимальные нагрузки в колесе компрессора возникают при нарушениях устойчивой работы двигателя, то необходимо следить за его газодинамической устойчивостью на переходных и установившихся режимах. При выявлении неустойчивой работы следует провести ультразвуковой контроль колеса компрессора, устранить выявленные неисправности в соответствии с требованиями Инструкции по техническому обслуживанию и эксплуатации двигателя М701с-500, а также дополнительно повысить устойчивость работы двигателя путем увеличения времени приемистости в пределах норм технических условий и уменьшения диапазона рабочих частот вращения ротора двигателя путем повышения режима малого газа и снижения максимальной частоты вращения ротора также в пределах норм технических условий.

Большое значение имеет выполнение требований по прогреву и охлаждению двигателей. После каждого запуска двигателя первый вывод его на максимальный режим должен проводиться после прогрева на следующих режимах:

n=52%, в течение 1 мин,

n=65%, в течение 2 мин — не менее.

При этом давление масла должно быть не более 2,5 кгс/см²;

n=94%, в течение 0,5 мин;

n=97%, в течение 0,5 мин.

Охлаждение двигателя перед его выключением производится на режимах:

n=78%, в течение 2 мин — при снежных осадках или при температуре окружающего воздуха, близкой к нулю;

n=52%, в течение 2 мин, если температура окружающего воздуха выше минус 15°С, и в течение 3 мин, если ниже минус 15°С — при работе двигателя перед выключением на режиме n=97%;

n=36...39%, в течение 0,5 мин — во всех случаях.

Соблюдение режимов охлаждения проверяется по данным объективного контроля. При выявлении нарушении режимов прогрева или охлаждения двигатель допускается к дальнейшей эксплуатации только после ультразвукового контроля колеса компрессора. Для предотвращения случаев разрушения колес компрессора в эксплуатации также введен их периодический ультразвуковой контроль на отсутствие трещин.

ГЛАВА XII. КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

НАЗНАЧЕНИЕ И ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ

Камера сгорания (КС) — устройство, в котором в результате сжигания топлива осуществляется повышение температуры рабочего тела. От конструкции камеры сгорания и организации в ней процесса сгорания зависят не только экономические и мощностные показатели двигателя, а также долговечность и надежность его работы.

Б КС протекают два основных процесса: образование топливовоздушной смеси и сгорание этой смеси.

В процессе смесеобразования происходит подготовка смеси топлива с воздухом для обеспечения быстрого и полного ее сгорания. Качество смесеобразования — определяющий фактор протекания процесса сгорания, от которого зависят как скорость сгорания, а следовательно, и необходимая длина камеры сгорания, так и полнота сгорания, определяющая величину коэффициента полезного действия камеры сгорания. Неполное сгорание топлива не только снижает экономичность двигателя, но и способствует усиленному нагарообразованию, что вызывает преждевременный выход из строя жаровых труб из-за их перегрева в местах отложения нагара.

Состав топливовоздушной смеси характеризуется коэффициентом избытка воздуха, представляющим собой отношение количества воздуха, поступающего в камеру для сгорания 1 кг топлива, к теоретически необходимому количеству воздуха:

где α — коэффициент избытка воздуха;

L — действительное количество воздуха, поступившего для сгорания 1 кг топлива;

L₀ — теоретически минимально необходимое количество воздуха для полного сгорания 1 кг топлива.

Рис. 90. Камера сгорания:

1 — направляющие лопатки; 2 — фланец для установки форсунки; 3 — входной патрубок; 4 — штуцер для установки запальной свечи (на камерах № 2 и 6); 5 — фланец для пламяперебрасывающего патрубка; 6 — кожух камеры сгорания; 7 — жаровая труба; 8 — фланец уплотнительных колец; 9 — корпус газосборника; 10 — переходный фланец; 11 — опорное кольцо; 12 — фланец соединительного патрубка камер сгорания; 13 — стакан подвески; 14 — конусная перегородка; 15 — завихритель; 16 — передняя перегородка; 17 — горловина заднего корпуса компрессора

Для полного сгорания 1 кг керосина теоретически необходимо »14,6 кг воздуха.

В зависимости от действительного отношения количества воздуха к теоретически необходимому смесь может быть:

теоретической α=1;

богатой α<1;

бедной α>1

Слишком богатая смесь не воспламеняется из-за недостатка кислорода, а слишком бедная — вследствие малой концентрации паров топлива. Экспериментально установлено, что максимальная скорость сгорания топливовоздушной смеси обеспечивается при α=0,8¸0,9, однако наиболее полное сгорание получается при α=1,05...1,15. При этом температура в области горения достигает 2000°С. Такую высокую температуру не способны выдержать существующие жаростойкие и жаропрочные материалы, из которых изготавливаются камеры сгорания. Поэтому зона горения в камере сгорания изолируется от стенок материала жаровой трубы путем подвода воздуха через специальные отверстия в ее стенках. Для этого весь воздух, поступающий в КС (рис. 90), разделяют на два потока: первичный, необходимый для сгорания всей массы топлива, и вторичный, который, обтекая жаровую трубу снаружи, охлаждает ее элементы и подмешивается к продуктам сгорания, снижая температуру газов на выходе из КС.

Первичный поток воздуха направляется непосредственно в зону горения. Количество первичного воздуха составляет 35...25% от общего расхода воздуха, чем обеспечивается α=1,05...1,15 в зоне горения, а следовательно, и полное сгорание топлива.

КОНСТРУКЦИЯ КАМЕР СГОРАНИЯ

На двигателе М701с-500 установлены семь камер сгорания трубчатого типа. Все камеры своей выходной частью наклонены к оси двигателя и, кроме того, повернуты против часовой стрелки на угол 43° (рис.91). Этим достигается уменьшение размера между установочными точками камер сгорания, уменьшение длины двигателя и его массы. В результате сокращения длины двигателя появилась возможность установить короткий ротор на двух опорах.

Передняя часть каждой камеры сгорания крепится к соответствующему фланцу выходных горловин заднего корпуса компрессора с помощью трех винтов и двух болтов. Задняя часть камеры сгорания устанавливается в патрубках газосборника и уплотняется двумя кольцами, предотвращающими выбивание горячих газов. Такое соединение обеспечивает возможность осевого перемещения камер сгорания при нагреве и охлаждении без нарушения герметичности соединения.

В камерах сгорания № 2 и 6 установлены запальные -свечи для запуска двигателя. Все камеры сгорания сообщаются друг с другом с помощью соединительных патрубков, обеспечивающих выравнивание давления и распространение пламени во все камеры при запуске двигателя. Из нижних точек камер сгорания № 4 и 7 обеспечен слив топлива, которое там накапливается при неудавшихся запусках.

Рис. 91. Вид камер сгорания:

1 — выходной патрубок компрессора; 2 — соединительные патрубки; 3 — горловина газосборннка; 4 — штуцер для слива излишнего топлива; 5 — наружный кожух камеры сгорания; 6 — штуцер крепления запальной свечи; 7 — выходная горловина заднего корпуса компрессора

Каждая камера сгорания состоит из входного патрубка 3, кожуха 6 и жаровой трубы 7 (см. рис. 90).

Входной патрубок предназначен для плавного подвода сжатого воздуха из компрессора в камеру сгорания. Он отлит из легкого алюминиевого сплава типа Ал-5 и снабжен тремя фланцами. Передний фланец предназначен для крепления натрубка к фланцу выходной горловины заднего корпуса компрессора. Уплотнение между этими фланцами обеспечивается с помощью сферического вкладыша.

К заднему фланцу патрубка 3 болтами крепится фланец кожуха камеры сгорания. Уплотнение между этими фланцами обеспечивается паранитовой прокладкой.

В отверстие бокового фланца 2 вставляется рабочая форсунка, которая крепится к фланцу патрубка четырьмя винтами. Уплотнение этого соединения обеспечивается с помощью специальной медно-графитовой прокладки.

В месте поворота патрубка в его тело залиты две профилированные лопатки 1 из дюралюминиевого сплава, обеспечивающие равномерное распределение потока на выходе из патрубка и снижающие гидравлические потери при повороте потока.

Патрубки второй и шестой камер сгорания имеют штуцеры 4 для установки и крепления запальных свечей.

Кожух камеры сгорания состоит из трех сваренных между собой секций: передней, средней и задней, изготовленных из мягкой листовой стали. К передней секции приварены большой фланец с 18 отверстиями, с помощью которого кожух крепится к патрубку, и два фланца для крепления телескопических втулок стакана 13 подвески жаровых труб, а также один фланец 5 крепления пламяперебрасывающего патрубка.

Фланец второго пламяперебрасывающего патрубка расположен на средней секции.

К конусной секции приварен фланец, посредством которого осуществляется подвижное соединение камеры сгорания с корпусом газосборника. Уплотнение обеспечивается с помощью двух уплотнительных (поршневых) колец, размещенных в кольцевой расточке. Торцевые поверхности уплотнительных колец для предотвращения выработки покрыты двухсернистым молибденом. Внутренняя поверхность фланца уплотнительных колец хромирована.

Наружная поверхность кожуха камеры сгорания покрыта тонким слоем расплавленного алюминия (шоопирована) для защиты от коррозии. В случае перегрева кожуха на его поверхности появляются коричневые пятна, что дает возможность простым осмотром выявить нарушения в работе камер сгорания.

Жаровая труба 7 изготавливается из листового жаропрочного сплава типа ЭИ-435. Она состоит из пяти секций, соединенных между собой роликовой или точечной сваркой.

Первая секция жаровой трубы выполнена в виде конусной горловины, внутри которой приварены две перегородки с отверстиями —передняя и задняя (конусная). Внутри конусной перегородки точечной сваркой закреплен завихритель, состоящий из двух колец (наружного и внутреннего), соединенных десятью лопатками. На конусной горловине второй и шестой камер сгорания выполнены отверстия для установки запальных свечей.

Вторая секция жаровой трубы цилиндрической формы, с четырьмя рядами отверстий для прохода воздуха. С наружной стороны — две втулки для установки телескопических стаканов подвески жаровых труб, а также отверстие с направляющей втулкой для прохода патрубка соединительной трубки. Вторая направляющая втулка соединительной трубки приварена к третьей секции, на поверхности которой расположен ряд отверстий для прохода вторичного потока воздуха. На четвертой цилиндрической секции также имеется большое количество отверстий для прохода воздуха.

К пятой конусной секции приварено опорное кольцо с шестью наплавленными выступами большой твердости, которыми жаровая труба опирается на внутреннюю поверхность фланца уплотнительных колец кожуха камеры сгорания. Соединительные патрубки (рис. 92) камер сгорания предназначены для выравнивания давления газов и распространения пламени во все камеры при запуске двигателя. Конструктивно патрубки выполнены так, что внутренними трубками 3 и 9 соединены жаровые трубы, а кольцевые зазоры между внутренними и наружными трубками соединяют вторичный поток воздуха з камерах сгорания. Вместе с тем соединительные патрубки допускают небольшие относительные перемещения камер сгорания при их температурных расширениях.

Соединительный патрубок состоит из прямой соединительной трубки 3 и коленообразного патрубка 9. Прямая соединительная трубка, в свою очередь, состоит из внутренней и наружной трубок, между которыми проходит охлаждающий вторичный воздух. Трубка телескопически установлена на фланце кожуха и втулке жаровой трубы. Наружная трубка входит в защитную втулку и прикреплена к ней с помощью установочного винта. Уплотнение прямой соединительной трубки с фланцем кожуха осуществляется с помощью двух силиконовых уплотнительных колец 7, между которыми установлено распорное кольцо 6.

Рис. 92. Соединительный патрубок:

1 — металлоасбестовые уплотнения: 2 — защитная втулка; 3 — соединительная трубка; 4 — кожух камеры сгорания; 5 — жаровая труба; 6 — установочное (распорное) кольцо; 7 — силиконовое кольцо; 8 — накидные гайки; 9 — патрубок

Коленообразный патрубок также состоит из внутренней и наружной частей, между которыми проходит охлаждающий воздух. Наружная часть патрубка тремя винтами прикрепляется к фланцу кожуха. Уплотнение обеспечивается паранитозой прокладкой. Прямая соединительная трубка и коленообразный патрубок соединены накидными гайками 8, а уплотнение между фланцами обеспечивается металлоасбестовой прокладкой 1.

ХАРАКТЕРНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ КАМЕР СГОРАНИЯ,
ПРИЧИНЫ ВОЗНИКНОВЕНИЯ И МЕРОПРИЯТИЯ
ПО ИХ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЮ

Камеры сгорания двигателей М701с-500 доведены и в эксплуатации работают надежно. Основная неисправность, выявляемая в эксплуатации,— выбивание газов по фланцу крепления кожуха камеры сгорания с горловиной и по соединительным патрубкам.

Неисправность выявляется в эксплуатации по нагару или потемнению на фланце кожуха камеры сгорания. Причинами нарушения герметичности соединения могут быть:

ослабление затяжки болтов крепления камеры сгорания к горловине;

разрушение болтов крепления камеры сгорания к горловине;

разрушение уплотнительного кольца (прокладки);

самоотворачиваиие гаек крепления камеры сгорания к горловине вследствие некачественной их контровки и вибрации двигателя.

Для предупреждения этих причин в эксплуатации при выполнении регламентных работ необходимо контролировать состояние контровки, наличие и затяжку гаек крепления кожухов камер сгорания.

При выполнении регламентных работ при снятых и разобранных камерах сгорания на жаровых трубах иногда обнаруживаются трещины или коробления. Для предотвращения их появления в процессе эксплуатации необходимо строго соблюдать предписанные режимы охлаждения и не допускать превышения допустимых температур газов.

ГЛАВА XIII. ТУРБИНА

НАЗНАЧЕНИЕ И ПРИНЦИП РАБОТЫ

Газовая турбина предназначена для преобразования кинетической и тепловой энергии газа, выходящего из камеры сгорания, в механическую работу, необходимую для вращения ротора компрессора и агрегатов, устанавливаемых на коробках приводов двигателя.

Турбина является одним из основных узлов двигателя. Она работает в условиях высоких температур, больших нагрузок и потому в значительной степени определяет надежность и ресурс всего двигателя.

Основными узлами турбины (рис. 93) являются сопловой аппарат а и ротор б.

Газ, имеющий высокую температуру и давление, из камер сгорания, проходя через сопловой аппарат, попадает на рабочие лопатки турбины. На рис. 94 показаны изменения давления P, температуры T, скорости C газа в ступени турбины и треугольники скоростей.

Лопатки соплового аппарата турбины спроектированы так, что образуемые ими межлопаточные каналы сужаются по направлению движения газа, а скорость газа возрастает. В соответствии с ростом скорости давление газа и его температура снижаются. Таким образом тепловая энергия и энергия давления преобразуются в кинетическую энергию газа. После соплового аппарата газ с большой скоростью направляется на рабочие лопатки турбины и, воздействуя на них, приводит во вращение ротор турбины, который вращается с окружной скоростью U. Поэтому относительная скорость газа на входе в рабочее колесо W₃ (скорость относительно лопатки) определяется геометрическим вычитанием вектора окружной скорости U из вектора абсолютной скорости C₃'. В рабочем колесе турбины межлопаточные каналы выполнены сужающимися, что приводит к дальнейшему расширению газа, вследствие чего относительная скорость потока W₃' возрастает до W₃", а давление и температура уменьшаются. Ввиду того что в рабочем колесе значительная часть кинетической энергии газового потока преобразуется в механическую работу, абсолютная скорость C₃" на выходе из него меньше скорости C₃'.

Рис. 93. Принципиальная схема ступени газовой турбины:

а — сопловой аппарат; б — ротор; 1 — корпус соплового аппарата; 2 — лопатка соплового аппарата; 3 — корпус турбины; 4 — лопатка турбины; 5 — диск турбины; 6 — внутренний бандаж соплового аппарата

Величину и направление абсолютной скорости газа C₃" на выходе из рабочего колеса находят из треугольника скоростей. Она равна геометрической сумме относительной скорости W₃" и окружной скорости U. Чем меньше скорость C₃", тем большая часть кинетической энергии газа преобразована в механическую работу на валу турбины.

Суммарное окружное усилие, действующее на лопатки рабочего колеса и создающее крутящий момент, является результатом активного и реактивного воздействия газового потока.

Сущность этого процесса заключается в том, что при обтекании лопаток рабочего колеса газом на каждой лопатке создается активная (аэродинамическая) сила P_л как разность давления газа на вогнутую и выпуклую стороны лопаток (рис. 95). Величина этого усилия тем больше, чем больше относительная скорость потока и угол его поворота (т. е. угол атаки).

Одновременно на лопатки рабочего колеса действует реактивная сила, возникающая в результате ускорения потока газа в межлопаточном канале рабочего колеса. Разложив эти силы на окружное и осевое направления, получим окружные и осевые их составляющие. Сумма окружных составляющих активной и реактивной сил, приложенная к лопаткам рабочего колеса, создает крутящий момент, под действием которого вращается рабочее колесо и совершается механическая работа.

Рис. 94. Проекция ступени турбины с треугольниками скоростей на входе и выходе из лопаток турбины. Изменение параметров потока в элементах турбины

Рис. 95. Схема действия сил на лопатку турбины

Величина окружного усилия на рабочих лопатках турбины пропорциональна изменению количества движения газа в межлопаточных каналах рабочего колеса, т. е.

где ΔW_U — сумма окружных составляющих относительных скоростей газа на входе и выходе из колеса.

Мощность, развиваемая турбиной, равна произведению окружного усилия на окружную скорость

Nт =

PU × U 75

л. с.

ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ ТУРБИНЫ

Турбина двигателя М701с-500 одноступенчатая (рис. 96). Она состоит из неподвижной части (статора) и ротора. Статор включает в себя газосборник 1, сопловой аппарат и корпус 3 турбины.

Ротор турбины включает рабочее колесо 6 с лопатками 8 и втулку диска.

Газосборник является силовым элементом статора. Он состоит из корпуса газосборника и семи патрубков, прикрепленных к корпусу с помощью шпилек. Корпус газосборника литой, имеет форму усеченного конуса с двумя фланцами (внутренним и внешним).

Внутренним фланцем корпус газосборника крепится к силовому конусу 12, а внешним — к наружному бандажу соплового аппарата 4. Горловины корпуса газосборника отлиты за одно целое с корпусом, и их продольные оси совпадают с осями камер сгорания.

Патрубки газосборника 11 предназначены для плавного объединения отдельных круговых газовых потоков, выходящих из камер сгорания, в единый кольцевой поток и направления его в сопловой аппарат. Каждый патрубок состоит из двух сваренных между собой частей.

Сопловой аппарат состоит из 47 лопаток 9, закрепленных на одинаковом расстоянии между наружным и внутренним бандажами. Лопатки соплового аппарата имеют профильную часть и две полки для крепления в бандажи. Лопатки отливаются из жаростойкого сплава ЛВН-9 (ЖС6К).

Рис. 96. Газовая турбина:

1 — газосборкик; 2 — выходной диффузор; 3 — корпус турбины; 4 — корпус соплового аппарата; 5 — внутренний бандаж соплового аппарата; 6 — диск рабочего колеса турбины; 7 — дефлектор; 8 — лопатка турбины; 9 — лопатка соплового аппарата; 10 — полость слива топлива; 11 — патрубок газосборника; 12 — силовой конус; 13 — регулировочная прокладка

Наружный бандаж соплового аппарата изготавливается из жаростойкой стали 21-11-2,5 в форме кольца с фланцем. К внутренней его стороне приварено направляющее кольцо с профилированными прорезями для установки лопаток соплового аппарата и с отверстиями для прохода охлаждающего воздуха. Крепится бандаж к своим фланцам между фланцами корпуса газосборника и корпуса турбины.

Внутренний бандаж изготавливается из той же стали и представляет собой усеченный конус с двумя фланцами. Передним (малым) фланцем он крепится к корпусу газосборника, а к заднему фланцу с помощью девяти винтов крепится дефлектор 7, обеспечивающий направление потока воздуха для охлаждения диска турбины.

При сборке соплового аппарата лопатки подбираются по толщине профиля таким образом, чтобы обеспечивалась площадь проходного сечения в пределах 337,5±2,5 см². Измерение площади проходного сечения осуществляется специальным приспособлением. Перемещения лопаток при тепловом расширении обеспечиваются за счет их установки с зазорами. Осевой зазор должен быть в пределах 0,1...0,3 мм радиальный — 0,5...1,3 мм. Спереди в осевом направлении лопатки фиксируются направляющими кольцами, сзади — корпусом турбины.

Корпус турбины (рис. 97) изготовлен из жаропрочной стали в форме кольца с двумя фланцами. Передним фланцем корпус турбины крепится к корпусу газосборника 5, а к его заднему фланцу крепится выходной диффузор двигателя. Центрируется корпус турбины относительно корпуса газосборника 12 штифтами, равномерно расположенными по окружности фланца. По внутреннему диаметру передней части корпуса выполнена кольцевая проточка для фиксации лопаток соплового аппарата в осевом направлении.

Рабочее колесо турбины (см. рис, 96) состоит из диска 6 и 61 лопатки 8 турбины. Диск турбины изготавливается из жаропрочного хромомолибденованадиевого сплава ЭИ-4Г5. Рабочие лопатки турбины устанавливаются в елочные пазы диска, имеющие по пять зубьев. Зубья изготавливаются с большой точностью и высоким классом чистоты обработки поверхности, чем обеспечивается равномерное распределение нагрузки между ними.

Рис. 97. Корпус турбины:

1 — корпус газосборннка; 2 — наружный бандаж соплового аппарата; 3 — лопатка соплового аппарата; 4 — корпус турбины; 5 — выходной диффузор

На ступице диска выполнен центровочный буртик и имеется 12 отверстии для крепления фланца диска.

В плоскости сопряжения фланца и диска имеются пазы для прохода охлаждающего воздуха в полость заднего вала, которые также уменьшают площадь контакта фланца с диском, что способствует уменьшению теплопередачи от диска к подшипнику турбины.

На задней части диска имеется технологический фланец, используемый для монтажных и демонтажных работ. На этом же фланце имеются резьбовые отверстия, в которые при балансировке собранного ротора ввертываются специальные балансировочные пальцы. Допускается динамическая неуравновешенность собранного ротора не более 5 гсм.

Лопатки турбины изготавливаются из жаропрочного сплава ЭИ-617. Конструктивно лопатка состоит из пера, полочки и ножки. Поскольку лопатка турбины работает под воздействием больших центробежных и аэродинамических сил при высокой температуре, к материалу лопаток и точности их изготовления предъявляются весьма высокие требования. От действия центробежных сил в лопатках возникают напряжения растяжения, изгиба и кручения. Действие аэродинамических сил вызывает в них напряжения изгиба и кручения. Из всех перечисленных напряжений наибольшее напряжение растяжения от центробежных сил. Напряжения кручения и изгиба невелики. Кроме того, за счет рационального расположения профилей пера лопатки по высоте газовые силы уравновешиваются изгибающими моментами от центробежных сил.

При прохождении лопаток рабочего колеса мимо неподвижных сопловых лопаток на них в результате импульсного воздействия потока газов возбуждаются вибрации, частота и амплитуда которых зависят от числа сопловых лопаток, частоты вращения ротора турбины, а также степени неравномерности расхода газа через каналы соплового аппарата.

Крепление рабочих лопаток на ободе диска осуществлено с помощью елочного замка. Этот вид крепления наиболее полно отвечает требованиям, предъявляемым к замку. Способность передавать большие усилия от центробежных сил с лопаток на диск при наименьшей массе самого замка обеспечивает легкий монтаж и демонтаж лопаток и создает наилучшие условия для работы диска, так как позволяет применять охлаждение замка и обода продувкой воздуха через зазоры между ободом и нерабочей частью зубцов. Кроме того, при свободной посадке (качка на конце пера лопатки должна быть в пределах 0,1...0,6 мм) лопатки самоустанавливаются в замке под действием центробежных сил таким образом, что напряжения изгиба от этих сил оказываются минимальными, а силы трения в соединении демпфируют колебания лопаток.

От осевого перемещения лопатки фиксируются пластинчатыми замками, усики которых загибаются на обод диска. При работе двигателя эти стопорные устройства практически не испытывают нагрузок, так как сила трения в замке от действия центробежных сил больше осевой силы, действующей на лопатку.

Ножки лопаток между полкой и замком в осевом направлении спрофилированы таким образом, что после установки лопаток между соседними ножками образуются каналы для поступления охлаждающего воздуха. Охлаждение замковой части сокращает приток тепла от лопаток к диску турбины.

Для упрощения балансировки ротора лопатки подбираются по массе так, чтобы разница в массе противолежащих лопаток не превышала 0,2 г.

Зазор между торцами лопаток и корпусом турбины в холодном состоянии должен быть не менее 0,5 мм, что исключает возможность касания торцов лопаток о корпус турбины при работе двигателя вследствие вытяжки лопаток под действием центробежных сил и теплового расширения. Этот зазор становится минимальным при остановке двигателя.

ОСНОВНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ ТУРБИНЫ,
ПРИЧИНЫ ИХ ВОЗНИКНОВЕНИЯ
И МЕРОПРИЯТИЯ ПО ПРЕДОТВРАЩЕНИЮ

Высокие температуры, в условиях которых работают детали турбины, воздействие центробежных, аэродинамических и вибрационных сил при работе двигателя делают турбину двигателя наиболее нагруженным его узлом.

В результате этого в эксплуатации появляются неисправности, обусловленные перечисленными факторами. Наиболее характерными из них являются:

трещины по первому пазу елочного замка неусиленного диска турбины;

трещины и разрушение рабочих лопаток турбины;

смещение лопаток турбины в сторону соплового аппарата;

уменьшение зазора между рабочими лопатками турбины и бандажом;

трещины или обгорание лопаток соплового аппарата;

трещины кожуха газосборника;

разрушение шпилек крепления бандажа;

трещины бандажа соплового аппарата турбины.

Трещины по первому пазу елочного замка диска турбины являются следствием высоких динамических нагрузок, возникающих при попадании лопаток турбины в резонансный режим, и недостаточной конструктивной прочности замковой части обода диска неусиленной конструкции. Несмотря на кратковременность работы двигателя на резонансном режиме, при относительно высокой частоте колебаний (более 2000 Гц) происходит накопление числа циклов нагружений, вызывающих появление микротрещин и их дальнейшее развитие. Развитие трещин в пазах диска происходит медленно (около 3...3,5 мм за 100 ч работы), поэтому случаев разрушения обода диска в процессе эксплуатации не было, а трещины обнаруживались при ремонте двигателей, отработавших ресурс.

В целях исключения случаев разрушения дисков турбин в серийном производстве внедрена новая конструкция усиленного диска, а при ремонте двигателей неусиленные диски заменяются на усиленные. За все время эксплуатации усиленных дисков случаев их разрушения не было.

Разрушение рабочих лопаток турбины является одним из наиболее опасных отказов двигателя. Оборвавшаяся часть лопатки может пробить корпус турбины и обшивку самолета, а также разрушить тяги управления самолетом. Кроме того, при разрушении лопатки вследствие дисбаланса возникает сильная тряска двигателя, которая может нызвать разрушение топливных, масляных трубопроводов и пожар двигателя.

Основ) причинами разрушения рабочих лопаток турбины двигателей М701с-500 является возникновение и развито усталостных трещин под действием динамических напряжений, обусловленных неравномерностью поля давлении газов вследствие различия проходных сеченнй газовоздушного тракта и производительности рабочих форсунок.

Одним из основных источников возбуждения вибраций лопаток являются импульсы сил при прохождении их через аэродинамический след сопловых аппаратов и стыков патрубков газосборника. Динамические нагрузки на установившемся режиме повторяются с каждым оборотом ротора двигателя. Максимальные вибрационные напряжения возникают на резонансном режиме при кратности частоты собственных колебаний лопаток частоте вращения ротора двигателя.

Большие нагрузки и высокие температуры обусловливают усталостные разрушения лопаток турбин по профильной части пера или по первому пазу елочного замка.

Возникновение и развитие усталостных трещин на профильной части пера лопатки обычно начинается от концентратора напряжений. Такими концентраторами могут явиться забоины на кромках лопаток, эрозионный износ, наличие поперечных рисок от механической обработки или уменьшение радиуса скругления выходной кромки лопатки. Развитие усталостной трещины на пере лопатки турбины является длительным процессом и потому обычно своевременно выявляется в эксплуатации. Обрыв лопатки наступает лишь при длине трещины около 40—50% хорды.

Разрушение лопаток турбины по первому пазу елочного замка происходит из-за возникновения и развития усталостной трещины в местах действия максимальных растягивающих и изгибающих напряжений — в середине паза на торцевой поверхности замка со стороны выходной кромки.

Основной причиной разрушения лопаток по первому пазу замка являются повышенные динамические (вибрационные) напряжения вследствие резонанса по 8-й гармонике на частоте вращения 15 650...15 700 об/мин. Максимальная частота вращения двигателя М701с-500 по техническим условиям должна быть 15 400⁺⁷⁵_–200 об/мин.

Однако при пробе приемистости возможен заброс частоты вращения до 300 об/мин, что приводит к кратковременной работе лопаток турбины на резонансном режиме с возникновением в них вибрационных напряжений. Изменение заделки привело к увеличению уровня вибронапряжекий, что подтверждается наличием большого количества усталостных трещин по первому пазу диска турбины, в котором произошел обрыв лопатки.

В целях предотвращения случаев возникновения усталостных трещин по первому пазу елочного замка лопаток были несколько изменены геометрические размеры пазов елочного замка диска турбины, что позволило повысить демпфирующие свойства этого соединения. В результате проведенных мероприятий случаев возникновения трещин лопаток по первому пазу елочного замка в условиях эксплуатации не было.

Таким образом, ротор турбины двигателя М701с-500 в настоящее время работает весьма надежно.

Смещение рабочих лопаток турбины в сторону соплового аппарата («утопание лопаток») происходит вследствие нарушения фиксации их в осевом направлении пластинчатыми замками. Такое нарушение может происходить из-за отгибания усиков пластинчатых замков в результате воздействия вибрационных нагрузок или вследствие неплотного прилегания усиков замков к ободу диска при их установке. Однако основной причиной смещения лопаток является приложение к ним чрезмерных осевых нагрузок при проворачивании ротора двигателя штангой приспособления КВ 503-00. Поэтому для предотвращения смещения рабочих лопаток турбины в сторону соплового аппарата необходимо при проворачивании ротора не допускать сильного давления штангой на лопатки.

Необходимо отметить, что на рабочих режимах работы двигателя перемещению лопаток в осевом направо лении препятствуют силы трения в замке, которые в несколько раз больше силы, сдвигающей лопатку.

Уменьшение радиального зазора между торцами рабочих лопаток турбины и корпусом (бандажом) происходит в результате деформации корпуса турбины из-за неравномерного его нагрева и охлаждения. Уменьшение зазора в процессе эксплуатации может происходить сравнительно быстро, и к концу межрегламентного периода он может уменьшиться настолько, что произойдет касание рабочих лопаток о корпус, что вызовет торможение или заклинивание ротора двигателя, сопровождающееся обгоранием лопаток турбины и соплового аппарата.

Дефект проявляется обычно на двигателях с сегментной конструкцией корпуса турбины. Внедрение бессегментного корпуса турбины, ограничение минимального зазора до 0,5 мм позволили в значительной степени сократить количество случаев проявления этого дефекта, однако полностью его не устранили. Поэтому в эксплуатации необходимо периодически контролировать величину зазора между корпусом турбины и торцами лопаток, а также строго соблюдать требования инструкции по прогреву и охлаждению двигателя.

Трещины и коробление выходных кромок лопаток соплового аппарата возникают вследствие воздействия термических напряжений при изменении режимов работы двигателя или местном увеличении температуры газов. Высокие температуры газов перед турбиной и значительная неравномерность температурного поля на выходе из жаровой трубы обусловливают нагрев до различных температур даже тех лопаток, которые расположены в зоне одной жаровой трубы. Температура нагрева сопловой лопатки изменяется как по высоте, так и по ее хорде. Наибольшая температура на входной кромке лопатки соплового аппарата, наименьшая — на расстоянии 50...70% длины хорды от входной кромки. Перепад температуры между этими точками достигает нескольких десятков градусов. Кроме того, лопатка соплового аппарата со стороны вогнутой поверхности нагревается больше, чем с выпуклой. Более интенсивный нагрев входной кромки и вогнутой поверхности объясняется эффектом местного нагрева за счет частичного торможения потока.

Изменение температуры газов перед турбиной на переходных неустановившихся режимах работы двигателя приводит к соответствующему изменению степени нагрева сопловых лопаток. При запуске и пробе приемистости двигателя, сопровождающихся забросами температуры, возникают большие перепады температур по высоте и хорде сопловой лопатки.

Быстрые и неравномерные (по высоте и поперечному сечению), циклически повторяющиеся нагревы и охлаждения сопровождаются высокими термическими напряжениями, которые являются основной причиной появления третий в материале лопаток соплового аппарата. Величина этих напряжений зависит от степени неравномерности температуры, возможности свободного перемещения лопатки при нагреве и охлаждении, а также способа ее крепления. Степень неравномерности температуры газового потока перед турбиной зависит от особенностей конструкции индивидуальных камер сгорания, от состояния жаровых труб, от величины зазоров между жаровыми трубами и кожухами камер сгорания, от площади проходных сечений деталей й узлов газовоздушного тракта двигателя, от параметров рабочих форсунок. Но основным фактором обеспечения надежной работы лопаток соплового аппарата является строгое соблюдение температурного режима двигателя при запуске, а также обеспечение необходимого прогрева и охлаждения.

Трещины корпуса газосборника (обычно около 4-й камеры сгорания) возникают под действием тангенциальных статических напряжений вследствие некачественной отливки корпуса при его изготовлении. Для повышения надежности корпусов газосборника промышленностью проведен ряд мероприятий по совершенствованию технологии их изготовления, однако отдельные случаи появления трещин в эксплуатации еще имеются. Поэтому при выполнении регламентных работ необходимо производить тщательный осмотр корпусов газосборника для своевременного выявления трещин.

Разрушение шпилек крепления корпуса турбины к газосборнику происходит в результате воздействия знакопеременных нагрузок, возникающих при вибрации узлов турбины под воздействием газового потока при работе двигателя. Способствующими факторами являются также термические напряжения в деталях из-за неравномерности их нагрева и охлаждения при изменении режимов работы двигателя или при местном увеличении температуры газов. Строгое соблюдение рекомендуемых режимов прогрева и охлаждения двигателя, а также обеспечение запуска без превышения допустимого заброса температуры газов способствует повышению надежности работы шпилек. Однако их разрушение возможно и при соблюдении всех требований по температуре газов, поскольку является следствием конструктивного несовершенства узла.

СИЛОВОЙ КОРПУС ДВИГАТЕЛЯ

Силовой корпус двигателя (статор) состоит из корпуса компрессора и корпуса турбины, соединенных между собой силовым конусом (рис. 98).

После сборки корпусных деталей двигателя образуется жесткая система, внутри которой на опорах размещается ротор. При работе двигателя на земле на его узлы и детали действует масса двигателя и различные по величине и направлению газовые силы. Суммарные силы через статор передаются на узлы крепления двигателя к самолету.

В полете на двигатель дополнительно действуют инерционные силы, которые по величине в несколько раз могут превосходить массу двигателя, а также гироскопический момент ротора, пропорциональный угловой скорости эволюции самолета и перпендикулярный оси ротора.

Таким образом, статор двигателя воспринимает целый ряд сил и моментов, действующих в разных направлениях. Часть этих сил и моментов замыкается на статоре и на узлы крепления двигателя не передается, а суммарная составляющая осевых сил, равная тяге двигателя, передается на узлы подвески двигателя.

Силовой конус двигателя изготовлен из жаростойкой стали 1Х18Н9Т и имеет форму усеченного конуса с тремя фланцами.

Рис. 98. Силовой конус:

1 — фланец; 2 — штуцер измерения давления воздуха в силовом конусе; 3 — силовой конус; 4 — трубка суфлирования задней полости корпуса подшипника; 55 — задний подшипник; 6 — трубка суфлирования передней полости корпуса; 7 — штуцер подвода масла; 8 — патрубок охлаждающего воздуха из компрессора; 9 — штуцер отвода масла; 10 — штуцер измерения давления перед турбиной; 11 — патрубок отвода охлаждающего воздуха с диафрагмой для регулирования осевого усилия

Передний фланец 1 приварен к основанию конуса герметичным силовым швом.

На внутренней поверхности этого фланца имеется выступ, с помощью которого обеспечивается центровка соединения конуса с задним корпусом компрессора. К меньшему основанию силового конуса приварен внутренний фланец, к которому крепится корпус заднего подшипника. К боковой поверхности конуса у его вершины приварен двойной кожух, к наружной части которого приварен фланец крепления силового конуса к корпусу газосборника. Между фланцами силового конуса и корпусом газосборника устанавливается регулировочное кольцо для обеспечения необходимого осевого, зазора между лопатками турбины и соплового аппарата.

Внутренний и наружный фланцы соединены между собой-конусной приставкой с отверстиями для прохода воздуха и трубопроводов масляной системы.

С внутренней стороны силового конуса на его боковой поверхности приварены три профиля жесткости. Между первым профилем и большим фланцем снаружи приварен штуцер 10 для замера давления воздуха в силовом конусе. В нижней части силового конуса приварен патрубок 11 для отвода охлаждающего воздуха. К фланцу патрубка крепится диафрагма с калиброванным отверстием в центре. Диаметр отверстия подбирается на заводе в процессе испытания двигателя для обеспечения необходимого давления воздуха внутри силового конуса. Величина этого давления зависит от того, какую компенсирующую силу надо создать для уменьшения осевой силы, действующей на шарикоподшипник передней опоры.

К внутренней стенке двойного кожуха привареньг два патрубка 8 для подвода охлаждающего воздуха. К нижней части внутренней стенки приварена уплотняющая втулка трубопровода откачки масла, а в верхней части имеются две одинаковые втулки: одна — для трубки подвода масла, другая — для трубки лирования.

ГЛАВА XIV. РЕАКТИВНАЯ СИСТЕМА

Реактивная система двигателя (рис. 99) предназначена для преобразования потенциальной энергии газа в кинетическую и получения соответствующей реактивной тяги двигателя.

После выхода из турбины кольцевой поток газа с небольшой закруткой попадает в выходной диффузор, где он стабилизируется, спрямляется и преобразуется в форму сплошного цилиндра. Скорость газа уменьшается до 220 м/с, давление возрастает до 1,4 кгс/см², а температура повышается до 650...680°С (на максимальном режиме работы двигателя).

На всем протяжении удлинительной трубы параметры газового потока практически не меняются, за исключением незначительных гидравлических (за счет трения) и тепловых потерь. Для уменьшения теплоотдачи в окружающую среду, а также для предохранения самолетной конструкции от воздействия высоких температур реактивная система по наружной поверхности покрыта теплоизолирующими кожухами 3, 4, 5, состоящими каждый из двух половин и соединяющимися между собой контровочной проволокой. Каждый кожух состоит из наружного и внутреннего листов, между которыми проложен теплоизоляционный слой из базальтовых и стеклянных волокон.

В реактивном насадке 7 проходное сечение уменьшается и поток разгоняется. На выходе из сопла скорость потока на максимальном режиме работы двигателя достигает 540...550 м/с, а температура газа снижается до 550...580°С.

Конструктивное выполнение и выбор материалов для реактивной системы обусловлены тяжелыми условиями ее работы и характером действующих нагрузок: высокая температура, неравномерность нагрева стенок, вызывающая тепловые напряжения, разность давлений, действующих на стенки, периодическое изменение давления внутри реактивной системы, возбуждающее колебание оболочек.

Рис. 99. Реактивная система двигателя:

1 — выходной диффузор; 2 — кожух выходного диффузора; 3 — кожух переднего фланца; 4 — кожух удлинительной трубы; 5 — кожух заднего фланца; 6 — удлинительная труба; 7 — реактивный насадок; 8, 9 — сборник топлива; 10 — полукольцо; 11 — штуцер замера статического давления

Выходной диффузор 1 состоит из наружной трубы в форме усеченного конуса, ограниченного с двух сторон фланцами, и внутреннего конуса, прикрепленного к наружной трубе тремя ребрами обтекаемой формы. На наружной поверхности выходного диффузора закреплены два кольца, предназначенные для опоры теплоизоляционных кожухов. В верхней части диффузора имеется штуцер 11 для замера статического давления воздуха за турбиной для определения осевой силы, действующей на ротор двигателя.

Внутренний конус устанавливается непосредственно за диском турбины и совместно с наружным конусом профилирует проточную часть реактивной трубы, обеспечивая ее плавный переход от кольцевой формы сечения в круговое. Конус сваривается из штампованных листов. Для придания ему жесткости к внутренней поверхности конуса привариваются кольцевые усиливающие бандажи. К основанию внутреннего конуса приварено днище, являющееся экраном, предназначенным для уменьшения нагрева задней стороны диска турбины. В днище имеется 16 отверстий диаметром 14 мм, расположенных против замков лопаток турбины и предназначенных для прохода охлаждающего воздуха внутрь конуса, откуда этот воздух через отверстие в вершине конуса диаметром 48 мм за счет эжекции газового потока выходит в общий поток газа.

Удлинительная труба 6 устанавливается между выходным диффузором 1 и реактивным соплом 7. Она изготавливается так же, как и выходной диффузор, из жаростойкой стали 1Х18Н9Т в виде цилиндра. Для жесткости удлинительная труба имеет семь кольцевых бандажей, которые одновременно служат опорами теплоизоляционных кожухов.

В средней части трубы через 90° имеются четыре штуцера с отверстиями для установки термопар замера температуры выходящих газов.

Удлинительная труба соединяется с выходным диффузором телескопическим соединением, обеспечивающим их взаимное осевое перемещение при нагреве и охлаждении и допускающим перекосы осей соединяемых деталей.

К задней части удлинительной трубы приварен фланец с отверстиями для крепления к нему реактивного насадка (сопла).

Реактивный насадок (сопло) 7 предназначен для окончательного расширения продуктов сгорания и преобразования тепловой и потенциальной энергии газа в кинетическую.

Он изготавливается из листовой жаростойкой стали 1Х18Н9Т в форме усеченного конуса. В торец его выходной части для повышения жесткости закатана проволока. Диаметр реактивного насадка подбирается на заводе-изготовителе или ремпредприятиях при стендовых испытаниях двигателя в пределах от 303 до 316 мм. Размер выходного диаметра насадка наносится на наружной поверхности обечайки и записывается в формуляр двигателя, поскольку он оказывает существенное влияние на все основные параметры двигателя. Так, например, уменьшение диаметра насадка на 10 мм может привести к возрастанию температуры газов за турбиной на 60...70°.

НЕИСПРАВНОСТИ РЕАКТИВНОЙ СИСТЕМЫ

Составные элементы реактивной системы представляют собой тонкостенные конструкции — оболочки, работающие на растяжение-сжатие под действием перепада давлений, а также испытывающие термические нагружения за счет неравномерности их нагрева или охлаждения. Все эти факторы вызывают появление трещин, коробление и даже разрушение стенок. Наиболее часто встречающимися неисправностями реактивной системы являются трещины выходного диффузора по сварному шву. Поэтому при осмотрах необходимо особенно тщательно контролировать сварные швы.

В процессе эксплуатации, особенно при расстыковке фюзеляжа, необходимо принимать меры предосторожности по недопущению повреждения элементов реактивной системы.

ГЛАВА XV. РОТОР ДВИГАТЕЛЯ И ЕГО ОПОРЫ

Ротор двигателя (рис. 100) состоит из ротора компрессора и ротора турбины, соединенных между собой с помощью основного 7 и заднего 5 валов.

Основной вал 7 изготовлен из стали 18ХНВА в форме цилиндра диаметром 250 мм с двумя фланцами. Большой диаметр вала обеспечивает необходимую жесткость ротора при значительном расстоянии между опорами. Критическая частота вращения такого вала гораздо больше частоты вращения ротора на максимальном режиме работы двигателя.

Передним фланцем вал с помощью 18 призонных. болтов 5 крепится к крыльчатке 4 компрессора, задним — к заднему валу 5. В задней части основного вала имеется восемь отверстий для прохода охлаждающего воздуха в полость силового конуса.

Задний вал 8 изготовлен из той же стали 18ХНВА в форме цилиндра с развитым передним фланцем для крепления к основному валу. В передней части фланца проточен буртик для центровки при сочленении с основным валом, а впереди цилиндрической части — буртик для упора втулки переднего уплотнения. По внешнему диаметру вала нарезаны шлицы для передачи крутящего момента от ротора турбины к основному валу. В передней части шлиц проточены четыре кольцевые канавки под посадочную поверхность внутреннего кольца роликоподшипника. Такая посадка обеспечивает минимальную площадь контакта и тем самым уменьшает подвод тепла к подшипнику. Втулка диска при постановке на задний вал центрируется с помощью кольца.

В задней части вала нарезана резьба для ганки крепления всех деталей, посаженных на вал, и прорезь для усика ее контровки.

Рис. 100. Ротор двигателя:

1 — передний подшипник; 2 — вращающийся направляющий аппарат; 3 — передний вал; 4 — крыльчатка; 5 — болт; 6 — винт; 7 — основной вал; 8 — задний вал; 9 — внутреннее кольцо подшипника турбины; 10 — втулка диска; 11 — диск турбины; 12 — лопатка турбины; 13 — балансировочная пробка

Внутри заднего вала запрессован вкладыш, предохраняющий передачу тепла к валу от воздуха, проходящего после охлаждения диска турбины.

Ротор двигателя подвергается динамической балансировке уравновешивающими пробками 13. Максимальная величина дисбаланса не должна превышать 5 гсм.

Передняя опора ротора (рис. 101) состоит из корпуса 2, сферической втулки 1, шарикоподшипника 17 и уплотнения. Шарикоподшипник передней опоры ротора воспринимает как радиальные, так и осевые нагрузки от роторов компрессора и турбины.

Внутреннее кольцо подшипника устанавливается на передний вал 7 с натягом и крепится гайкой 15. Упором для внутреннего кольца подшипника является внутреннее кольцо 9 уплотнения.

Между упором на переднем валу и внутренним кольцом уплотнения устанавливается дистанционная шайба 10, которая обеспечивает регулировку зазора (0,9...1,1 мм) между крыльчаткой и передней стенкой компрессора.

Наружное кольцо шарикоподшипника входит в сферическую стальную втулку 7, которая, в свою очередь, находится в корпусе переднего подшипника, закрепленного восемью болтами на ступице входного корпуса компрессора. Для обеспечения герметичности масляной полости между ступицей входного корпуса и фланцем корпуса подшипника установлено резиновое кольцо 13 круглого сечения. Спереди проточена кольцевая канавка, по выступу которой осуществляется центровка корпуса.

Внутренняя поверхность передней части корпуса выполнена в виде сферы с двумя пазами для установки сферической втулки. Наличие сферического соединения между наружным кольцом подшипника и корпусом обеспечивает компенсацию незначительной несоосности опор ротора и одновременно выполняет роль демпфера для уменьшения вибрации двигателя.

На внутренней поверхности задней части корпуса нарезана резьба для постановки наружного кольца 5 уплотнения, которое заворачивается до упора в буртик, а затем контрится с помощью штифта.

В передней части сферической втулки на внутренней ее поверхности нарезана резьба для гайки 14 крепления наружного кольца подшипника. Контровка этой гайки обеспечивается контровочной шайбой.

Рис. 101. Передняя опора ротора:

1 — сферическая втулка; 2 — корпус; 3 — кольцо уплотнения; 4 — лабиринтное уплотнение; 5 — наружное кольцо; 6 — заборник колеса компрессора; 7 — передний вал; 8 — заглушка; 9 — внутреннее кольцо; 10 — дистанционная шайба; 11 — гайка крепления заборника; 12 — центрирующий круг; 13 — кольцо резиновое; 14 — гайка; 15 — гайка крепления внутреннего кольца подшипника; 16 — шлицы переднего вала; 17 — шарикоподшипник

Для образования масляной полости шарикового подшипника и предотвращения попадания масла в компрессор выполнено комбинированное лабиринтное уплотнение, состоящее из двух ступеней — контактной и бесконтактной.

В канавках уплотнительной втулки вставлены два чугунных кольца 3. Наружной поверхностью кольца контактируют с внутренней поверхностью уплотнения, а боковой поверхностью — со стенкой уплотнительной втулки. Для уменьшения износа контактирующих поверхностей кольца хромируются, а боковые стенки канавок азотируются.

Бесконтактное лабиринтное уплотнение 4 образуется внутренней поверхностью наружного кольца и наружной поверхностью уплотнительной втулки, на которой нарезаны гребешки.

Смазка подшипника производится маслом, которое ягод давлением подается через форсунку, установленную на корпусе коробки приводов. После смазки и охлаждения подшипника масло стекает в нижнюю часть масляной полости и далее через окно в корпусе передней опоры по полой вертикальной стойке поступает в коробку масляных фильтров.

Задняя опора ротора (рис. 102) состоит из корпуса подшипника, переднего и заднего корпусов уплотнений, роликового подшипника и втулки переднего уплотнения.

Корпус 19 подшипника стальной, представляет собой цилиндр с развитым фланцем в передней части. На фланце выполнено два ряда отверстий: 14 для болтов крепления к фланцу силового конуса и восемь для крепления к корпусу подшипника корпусов переднего и заднего уплотнений.

К верхней части фланца крепится трубка подвода масла для смазки подшипника. По внутренним каналам масло поступает к кольцу 4 форсунок.

В нижней части гайки фланца просверлены отверстия для сообщений передней и задней масляных полостей. Из задней полости масло откачивается по трубопроводу 15 в коробку масляных фильтров. На фланце спереди и сзади проточены буртики для центровки корпусов уплотнений.

Рис. 102. Задняя опора ротора:

1 — кольцо уплотнения; 2 — трубка суфлирования; 3 — внутреннее кольцо роликоподшипника; 4 — кольцо с форсунками; 5 — кольцо уплотнения; 6 — лабиринт; 7 — болт; 8 — диск турбины; 9 — гайка; 10 — втулка диска турбины; 11 — отверстия для суфлирования; 12 — стакан заднего уплотнения; 13 — наружный кожух заднего корпуса уплотнения; 14 — внутренний кожух заднего корпуса уплотнения; 15 — трубка откачки масла; 16 — наружное кольцо подшипника; 17 — наружный кожух переднего корпуса уплотнения; 18 — внутренний кожух переднего кожуха уплотнений; 19 — корпус подшипника; 20 — стакан переднего уплотнения; 21 — теплоизоляционный вкладыш; 22 — задний вал; 23 — лабиринт; 24 — втулка уплотнения

Наружное кольцо 16 роликового подшипника вставляется в корпус подшипника до упора в буртик и зажимается гайкой, которая контрится шплинтом. Между наружным кольцом подшипника и гайкой предварительно устанавливается кольцо 4 форсунок.

Корпус уплотнения стальной, сварной конструкции. Он состоит из фланца, двух штампованных кожухов и цилиндра. После сварки корпуса между внутренним и наружным кожухами образуется воздушная полость. Полости переднего и заднего корпусов сообщены между собой и с помощью трубки суфлирования 2, установленной на переднем корпусе, сообщаются с атмосферой.

Уплотнение масляной полости так же, как и в передней опоре, осуществляется двумя ступенями — контактной и бесконтактной.

Контактное уплотнение обеспечивается двумя чугунными кольцами 5, установленными в канавках втулки уплотнения 24 и втулки 10 диска турбины. Уплотнительные кольца плотно прижимаются к боковой поверхности канавок усилием за счет разности давлений в масляной и суфлирующей полостях.

Бесконтактное уплотнение образовано лабиринтом между внутренней поверхностью цилиндрической части корпуса и гребешками, нарезанными на уплотнительной втулке и фланце турбины.

ОСНОВНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ ОПОР В ЭКСПЛУАТАЦИИ,
ПРИЧИНЫ ВОЗНИКНОВЕНИЯ И МЕРОПРИЯТИЯ
ПО ИХ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЮ

Опоры ротора двигателя М701 в основном работают надежно и при эксплуатации двигателя не вызывают каких-либо затруднений. Однако в отдельных случаях выявляются нарушения их нормальной работы. Диагностическими признаками таких нарушений являются:

уменьшение времени выбега ротора при остановке двигателя;

появление металлической стружки в масле и на масляных фильтрах;

повышение температуры масла;

увеличение вибрации двигателя;

появление характерных шумов при запуске и остановке двигателя.

Появление хотя бы одного из перечисленных признаков, как правило, сопровождается и другими признаками. Поэтому в процессе эксплуатации двигателя при появлении одного из признаков нужно более тщательно оценивать состояние двигателя. Особенно важно регулярно записывать время выбега ротора двигателя. Уменьшение времени выбега, даже если оно остается больше минимально допустимого, может свидетельствовать о начале разрушения подшипника. Точно так же повышение температуры газов на 20...30° должно явиться поводом для тщательной проверки состояния двигателя по всем параметрам.

Причинами разрушения подшипников опор ротора могут быть:

недостаточная подача масла на охлаждение и смазку подшипника (масляное голодание);

усталостное выкрашивание материала колец подшипника;

уменьшение радиального зазора в подшипнике (вплоть до полного устранения) при нарушениях правил эксплуатации;

разрушение или ослабление затяжки гаек, закрепляющих кольца подшипника.

Шариковый подшипник передней опоры ротора является наиболее нагруженным, поскольку он воспринимает как радиальные, так и осевые нагрузки, действующие на ротор. Характерными признаками разрушения шарикового подшипника, кроме перечисленных ранее, являются:

смещение ротора назад или вперед, в зависимости от направления действия осевой силы;

износ, вырывы материала лопаток воздухозаборника вследствие касания их торцами о корпус воздухозаборника;

металлизация (покрытие расплавленным металлом) лопаток соплового аппарата и турбины.

Поскольку на двигателе М701 роликовый подшипник турбины работает в тяжелых температурных условиях, то в случае масляного голодания он обычно разрушается в первую очередь.

Процесс усталостного разрушения подшипника в большинстве случаев идет постепенно с нарастанием скорости разрушения, т. е. носит длительный характер.

Поэтому разрушение подшипника можно выявить на ранней стадии, а следовательно, предохранить двигатель от вторичных разрушений и от отказа в полете.

Разрушение роликовых подшипников задней опоры может происходить также от резкого уменьшения радиального зазора в подшипнике в результате несоблюдения времени прогрева при запусках и опробовании двигателей в условиях низких температур.

Процесс уменьшения радиального зазора и последующего разрушения подшипника происходит следующим образом. Внутреннее кольцо подшипника устанавливается на задний вал, соединенный с втулкой диска турбины. Наружное же кольцо подшипника устанавливается в корпус из алюминиевого сплава. Коэффициент линейного расширения алюминиевого сплава почти в два раза больше, чем у стали. Поэтому при низких температурах наружное кольцо будет сжиматься корпусом. Если теперь нагревать только внутреннее кольцо подшипника, то оно будет увеличиваться в размере, в то время как наружное кольцо останется без изменений в зажатом состоянии. Такое явление наблюдается после запуска двигателя.

Радиальный зазор при этом уменьшается тем больше, чем ниже была начальная температура. Если после запуска не провести достаточного прогрева двигателя, как этого требует инструкция по эксплуатации, а перейти на повышенные режимы работы, то радиальный зазор может выбраться полностью и ролики окажутся зажатыми между кольцами. Кроме того, процесс усугубляется еще и тем, что циркуляция холодного масла из-за большой его вязкости недостаточна и отвод тепла от внутреннего кольца подшипника осуществляется гораздо медленнее, чем подвод его от диска турбины. Таким образом, прогрев двигателя необходим для того, чтобы уравнять температуры внутреннего и наружного колец подшипника.

Для предотвращения разрушения подшипников от масляного голодания в процессе эксплуатации двигателей необходимо:

регулярно проверять наличие и количество масла в баке;

контролировать закрытие горловины маслобака;

проверять герметичность масляной системы при опробовании двигателя;

следить за давлением и температурой масла на протяжении всего полета;

соблюдать режимы прогрева и охлаждения двигателя (особенно зимой).

ГЛАВА XVI. СИСТЕМА ПРИВОДОВ АГРЕГАТОВ

Система приводов агрегатов предназначена для передачи крутящего момента от ротора двигателя к его агрегатам (стартер, топливный насос, масляный насос, датчик тахометра), а также к агрегатам самолетных систем (генератор, гидронасос). Кинематическая схема приводов агрегатов приведена на рис. 103. Детали и узлы передач к агрегатам расположены во входном корпусе двигателя. В центральной части входного корпуса находится коробка приводов, а верхняя часть корпуса совместно с крышкой образует коробку вспомогательных приводов.

В переднем валу 6 ротора имеются шлицы, от которых через шлицевую втулку вращение передается на главную ведущую коническую шестерню 8 и далее на верхнюю и нижнюю конические шестерни 7. От верхней конической шестерни через промежуточный валик вращение передается на шестерни коробки вспомогательных приводов, на которой устанавливаются топливный насос, привод 5 генератора, привод 3 гидронасоса, привод 4 датчика тахометра. Привод 1 является запасным. Нижняя коническая шестерня через нижний вертикальный валик приводит во вращение привод 11 масляных насосов.

Стартер 12 связан с ротором двигателя через шлицевую муфту, рессору, роликовую муфту свободного хода 10 и планетарный редуктор.

Рис. 103. Кинематическая схема приводов к агрегатам двигателя:

1 — запасный привод; 2 — привод топливного насоса; 3 — привод, гидравлического насоса; 4 — привод датчика тахометра; 5 — привод генератора; 6 — передний вал ротора; 7 — конические шестерни вертикальных приводов; 8 — главная ведущая коническая шестерня; 9 — водило сателлитов; 10 — роликовая муфта свободного хода; 11 — привод масляного насоса; 12 — стартер; 13 — сателлитная передача

Коробка приводов отлита из магниевого сплава в форме стакана с тремя фланцами. Средним фланцем коробка крепится к фланцу ступицы корпуса входного устройства. К переднему фланцу коробки крепится стартер, к заднему — крышка с шарикоподшипником. Внутри коробки имеется перегородка с расточкой, в которой установлен роликовый подшипник муфты сцепления. В передней части коробки размещается планетарный редуктор и роликовая муфта механизма свободного хода, в задней — ведущая шестерня 8 и две ведомые шестерни 7. Сверху и снизу в коробке выполнены колодцы, в которых установлены стаканы с двумя шарикоподшипниками ведомых конических шестерен.

Планетарный редуктор предназначен для понижения частоты вращения при передаче крутящего момента от стартера к ротору двигателя. Он обеспечивает снижение частоты вращения в четыре раза. Редуктор состоит из ведущей солнечной шестерни, сидящей на валу стартера, трех сателлитов 13, неподвижной эпициклической шестерни и водила 9. Эпициклическая шестерня закреплена на фланце коробки передач. Оси сателлитов жестко соединены водилом, которое выполнено за одно целое с ведущей частью роликовой муфты. При работе стартера вращение от ведущей солнечной шестерни передается на сателлиты, которые приводят во вращение (с пониженной скоростью) водило — выходной вал редуктора.

Обгонная роликовая муфта предназначена для соединения выходного вала редуктора с валом двигателя в момент запуска и для разъединения их после запуска. Она состоит из ведущей части 9, выполненной за одно целое с водилом, и ведомой части 10, соединяющейся через рессору с валом двигателя. На внешней поверхности ведущей части муфты имеются фасонные выступы и впадины, в которых размещаются ролики. Ведомая часть муфты имеет чашку с хвостовиком, внутри которой размещены ролики с сепаратором в обоймой ведущей части муфты. Спереди внутри ведомой части муфты выполнены шлицы для рессоры, которая через промежуточную шлицевую муфту соединена со шлицами вала компрессора.

В исходном положении (перед запуском двигателя) сепаратор с помощью спиральной пружины прижимает ролики к стенкам обоймы. При этом ролики находятся во впадинах ведущей части муфты (см. рис. 103, A). При запуске ведущая часть муфты начинает вращаться, проворачиваясь относительно сепаратора Б. При этом преодолевается сила натяжения пружины, ролики выкатываются из впадин на площадки выступов до касания (заклинивания) с чашкой ведомой части муфты В и приводят во вращение ротор двигателя.

При выключении стартера, как только частота вращения ротора двигателя превысит частоту вращения ведущей части муфты, сепаратор под действием спиральной пружины возвращает ролики в исходное положение А. При этом ротор двигателя рассоединяется с выходным валом стартера.

Коробка вспомогательного привода состоит из нижней части, отлитой вместе с корпусом входного устройства, и крышки. Разъем проходит по осям валов приводов агрегатов. На боковых поверхностях коробки выполнены фланцы для крепления агрегатов. Внутри коробки размещаются два горизонтальных и вертикальный валик с шестернями. Передний горизонтальный валик несет на себе две шестерни: коническую и цилиндрическую. Коническая шестерня входит в зацепление с шестерней рессоры верхнего вертикального привода, а цилиндрическая через промежуточную шестерню передает вращение на задний горизонтальный валик, также имеющий коническую и цилиндрическую шестерни. Коническая шестерня приводит во вращение вертикальный валик привода гидронасоса. Внутри горизонтальных валиков установлены промежуточные шлицевые втулки для постановки рессор привода агрегатов.

На переднем левом фланце коробки приводов устанавливается генератор, на заднем левом — корпус привода датчика тахометра. На правом заднем фланце коробки устанавливается плунжерный топливный насос, на верхнем фланце — гидронасос.

Передний правый фланец является запасным. Он может быть использован для ручной прокрутки ротора двигателя.

ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ СИСТЕМЫ ПРИВОДОВ,
ПРИЧИНЫ ВОЗНИКНОВЕНИЯ И МЕРОПРИЯТИЯ
ПО ИХ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЮ

Узлы и детали системы привода агрегатов имеют высокую надежность, обусловленную большими запасами прочности шестерен, валов и высокой долговечностью подшипников.

Однако в процессе эксплуатации возможны случаи различных нарушений условий эксплуатации двигателей и возникновения каких-либо неисправностей системы приводов.

К наиболее характерным неисправностям относятся:

разрушение подшипников;

разрушение шестерен приводов;

разрушение валиков (рессор) приводов;

разрушение деталей привода стартера.

Разрушение подшипников по своему характеру можно разделить на усталостное разрушение и разрушение из-за недостаточной смазки.

Усталостное разрушение подшипников происходит вследствие пороков материала тел качения (шариков или роликов) или беговых дорожек колец либо в результате повышенных динамических нагрузок из-за неправильной сборки узлов привода. Разрушение подшипников из-за недостаточной смазки происходит обычно в случае недостаточной заправки маслосистемы либо вследствие выбивания масла при нарушении герметичности маслосистемы. Разрушение подшипников из-за масляного голодания сопровождается оплавлением и уменьшением размеров тел качения, а также наплавлением их материала на беговых дорожках колец.

Разрушение шестерен приводов происходит по следующим причинам:

заклинивание зубьев из-за попадания посторонних предметов;

неправильная сборка сочленений шестерен, выражающаяся обычно в нарушении зазоров в зацеплении зубьев;

некачественное изготовление шестерен (подрезка ножки зуба, отклонение профиля зуба от заданного в чертеже, грубая обработка шестерен или неправильная их термообработка).

Разрушение валиков приводов может происходить в результате скручивания, когда крутящий момент, передаваемый валиком, превосходит предел его прочности. Износ и разрушение шлицевых соединений валов и шестерен, как правило, происходит из-за недостаточной смазки или несоосности соединения.

Все перечисленные возможные неисправности системы приводов могут быть своевременно выявлены в эксплуатации по следующим внешним признакам:

появление постороннего шума в приводах как при работе двигателя, так и при его выбеге после выключения или при проворачивании ротора от руки;

потемнение масла или появление в масле металлической стружки;

уменьшение количества масла в маслосистеме и течь масла в сочленениях наружных деталей.

Особое место среди неисправностей системы приводов занимают неисправности привода стартера, основными причинами которых являются различные нарушения нормальных условий эксплуатации. К таким нарушениям относятся:

выключение двигателя стоп-краном при работающей пусковой панели;

перерыв в подаче питания электрической системы двигателя при запуске;

глубокие колебания напряжения генератора аэродромного питания;

повторный запуск двигателя до полной остановки ротора.

Выключение двигателя стоп-краном при работающей пусковой панели может приводить к возникновению ударных нагрузок в приводе и его поломке, если в процессе запуска ротор двигателя не раскрутился до частоты вращения, при которой происходит отключение стартера.

Для предотвращения возникновения ударных нагрузок необходимо перед закрытием стоп-крана выключить питание пусковой панели, перекрыть стоп-кран, а затем через 2—3 с включить питание пусковой панели для доработки цикла.

При работающей пусковой панели в процессе запуска двигателя перерывы в подаче питания электрической системы приводят к ударным нагрузкам в приводе и, как следствие, к деформации пли разрушению его деталей. Перерывы в подаче питания электрической системы обычно происходят вследствие нарушения контактов в местах разъемов цепей подключения бортовых пли аэродромных источников питания, перегорания предохранителей цепи аэродромного запуска, а также подключения аэродромного питания в процессе запуска двигателя от бортовых аккумуляторных батарей.

Во всех этих случаях в электрической системе запуска двигателя происходит кратковременный перерыв питания стартера или за счет разрыва цепи подключения источника питания, или вследствие перехода на другой источник питания (с аэродромного на бортовой или наоборот).

Для предупреждения случаев разрушения привода стартера по этой причине необходимо:

систематически контролировать чистоту и исправность розеток аэродромных источников питания и надежность их подключения перед запуском двигателя;

систематически контролировать состояние контактов разъемов подсоединения бортовых аккумуляторных батарей;

при запуске двигателя от бортовых батареи не подключать аэродромный источник питания.

Ударные нагрузки в приводе могут возникать также из-за глубокого колебания напряжения, подводимого к стартеру, вследствие неисправности электроагрегатов сети питания при запуске двигателя без параллельно подсоединенных аккумуляторных батарей. Для предупреждения поломки детален привода стартера запуск двигателя от агрегатов АПА необходимо производить только с параллельно подключенными аккумуляторными батареями, что исключает колебания напряжения.

Возникновение ударных нагрузок в приводе возможно также в случае позднего (с запаздыванием) включения муфты свободного хода. На работу муфты существенное влияние оказывает вязкость масла. При низких температурах вязкость масла повышается, и поэтому для ввода роликов муфты свободного хода в зацепление требуются значительные усилия, а следовательно, и большая частота вращения. Этим объясняется запаздывание включения муфты и последующее ударное включение, которое может приводить к деформации и разрушению деталей привода.

Кроме того, в случае запоздалого включения муфты происходит раскрутка стартера без нагрузки до максимальной частоты вращения, что в момент включения муфты также приводит к ударным нагрузкам на зубья шестерен и рессору.

ГЛАВА XVII. СИСТЕМА СМАЗКИ

НАЗНАЧЕНИЕ СИСТЕМЫ И ЕЕ АГРЕГАТЫ

Система смазки предназначена для непрерывной подачи масла к трущимся деталям двигателя во время его работы. Благодаря смазке уменьшается трение и износ деталей, отводится тепло, возникающее при трении, а также передаваемое от более нагретых сопрягаемых деталей. Детали, омываемые маслом, предохраняются от коррозии. Кроме того, масло постоянно выносит из зон трения продукты нормального износа деталей. Надежная работа масляной системы двигателя в значительной мере определяет долговечность работы подшипников, зубчатых передач, а следовательно, и надежность двигателя в целом.

Система смазки двигателя выполнена таким образом, что обеспечивает надежную смазку трущихся деталей при любых пространственных положениях самолета, в том числе и в перевернутом полете. Благодаря надежной работе уплотнений и отсутствию выгорания масла его расход не превышает 0,5 л/ч. Это позволило ограничить общее количество заливаемого в двигатель масла и отказаться от самолетной маслосистемы. Следовательно, система смазки двигателя является автономной. На двигателе М701 маслосистема выполнена таким образом, что масло не скапливается в корпусах, а откачивается непосредственно от узлов трения откачивающими насосами, что позволяет уменьшить насыщенность масла газами, а также избежать окисления масла и его разложения из-за высоких температур.

На двигателе применена циркуляционная система смазки, в которой почти все подшипники и шестерни смазываются принудительно, то есть масло под давлением непрерывно подается к специальным форсункам. При такой струйной подаче масла достигается интенсивность его прокачки через подшипники, отвод тепла и вымывание продуктов износа. Поверхности трения, не имеющие принудительной смазки, смазываются разбрызгиванием масла (барботажем), попадающего на вращающиеся детали. Отработанное масло после его очистки и отделения от него воздуха возвращается в двигатель. Благодаря этому обеспечивается многократное использование масла в отличие от нециркуляционных систем, где отработанное масло удаляется в атмосферу.

Двигатели М701 не имеют сильно нагруженных зубчатых колес, что позволяет применять для их смазки масла с пониженной вязкостью: МС-8П (МС-8) или МК-8П. Масло МС-8П отличается от масла МС-8 наличием присадок, повышающих противоизносные. свойства и термическую стабильность масла. Малая вязкость масла обеспечивает малые потери на трение при запуске двигателя даже при низких температурах воздуха.

Масляная система двигателя М701 (рис. 104) состоит из коробки маслофильтров, трехступенчатого масло-насоса, редукционного клапана, масляных форсунок, внешней и внутренней магистралей.

Коробка маслофильтров используется в качестве емкости для масла и выполняет функции маслорадиатора, в ней установлены маслофильтры и маслонасос.

Коробка отлита из магниевого сплава и имеет прямоугольную форму. Верхний фланец коробки служит для крепления ее к корпусу входного устройства. Между фланцами закреплена алюминиевая перегородка, выполняющая роль пеногасителя и не допускающая выливания масла из коробки в перевернутом полете.

В коробке имеются колодец для маслонасоса и.три колодца под маслофильтры. Внизу коробки находится краник 24 слива масла. Справа расположен прилив для крепления топливного фильтра 1 низкого давления и штуцера подвода масла в коробку. В передней части находятся фланцы для крепления трубопровода подвода масла из коробки вспомогательных приводов при перевернутом полете и фланцы крепления трубки противообледенительной системы.

Слева расположены штуцер замера давления масла, штуцер для трубки подачи масла к заднему подшипнику ротора двигателя, редукционный клапан и штуцер для датчика температуры масла. На дне коробки имеется фланец с круглыми отверстиями для двух фильтров низкого давления 26 и 27 и одного фильтра высокого давления 22.

Рис. 104. Принципиальная схема смазки двигателя:

1 — радиатор для охлаждения масла в кожухе топливного фильтра; 2 — заборник; 3 — днище с сеткой; 4 — форсунка для смазки шестерни стартера; 5 — форсунка для смазки переднего подшипника ротора и передаточного механизма; 6 — слив масла из коробки вспомогательных приводов; 7 — форсунка для смазки шестерен вспомогательных приводов; 8 — клапан отрицательных перегрузок; 9 — крышка; 10 — полость заднего подшипника; 11 — форсуночное кольцо заднего подшипника; 12 — заливная горловина; 13 — трубки вывода воздуха; 14 — система суфлирования; 15, 16 — клапаны отрицательных перегрузок; 17 — указатель давления масла; 18 — датчик температуры масла; 19 — общий выходной канал; 20 — откачивающая ступень насоса; 21 — редукционный клапан; 22 — фильтр высокого давления; 23 — нагнетающая ступень насоса; 24 — сливной краник; 25 — откачивающая ступень насоса из полости подшипника турбины; 26 — фильтр низкого давления нагнетающей магистрали; 27 — фильтр низкого давления откачивающей магистрали

Масляный насос — шестеренчатый, трехступенчатый (верхние две ступени откачивающие, нижняя — нагнетающая). Нагнетающий насос служит для подачи масла под давлением к местам смазки, а откачивающие ступени — для возврата масла из масляных полостей в коробку масляных фильтров.

Каждая ступень насоса имеет свой корпус. Все три корпуса стянуты четырьмя болтами. Нижний корпус насоса имеет по окружности фланец, с помощью которого насос крепится к фланцу в нижней части коробки. Этим обеспечивается повышение давления масла на входе в нагнетающий насос и исключается возможность образования «воздушных пробок» в системе при замене масла.

Для обеспечения высотности системы смазки производительность нагнетающей ступени насоса выбрана больше потребной прокачки масла через двигатель. Производительность откачивающих ступеней больше, чем нагнетающей ступени, поскольку к ним подходит вспененное масло.

Каждая ступень насоса 20, 23, 25 (см, рис. 104) состоит из пары цилиндрических шестерен, размещенных в отдельном корпусе. Ведущий валик насоса, выполненный заодно с ведущей шестерней нагнетающей ступени, получает вращение от шестерни внутреннего зацепления. Ведущие шестерни откачивающих ступеней закреплены на ведущем валике с помощью штифтов. Ведомые шестерни всех ступеней устанавливаются со скользящей посадкой на общей неподвижной бронзовой оси.

Принцип работы шестеренчатого насоса (рис. 105) заключается в следующем: масло, поступающее в полость всасывания корпуса насоса, захватывается зубьями вращающихся шестерен и между зубьями и стенками корпуса переносится в полость нагнетания, где шестерни входят в зацепление друг с другом и зубья одной шестерни выдавливают масло из впадин между зубьями другой шестерни. Наличие малых зазоров в зацеплении зубчатых колес исключает возможность быстрого перетекания масла из полости высокого давления в полость низкого давления. Так как масло поступает к трущимся поверхностям через небольшие проходные сечения форсунок и жиклеров, в системе создается давление. Чем больше частота вращения шестерен масляного насоса, тем больше его производительность и тем больше должно быть давление масла. Для обеспечения постоянного заданного давления масла в нагнетающей магистрали имеется редукционный клапан 4.

Рис. 105. Принципиальная схема работы шестеренчатого насоса:

1 — полость всасывания; 2 — шестерни; 3 — полость нагнетания; 4 — клапан редукционный; 5 — пружина клапана

При давлении, меньшем, чем то, на которое отрегулирован клапан, масло, минуя клапан, поступает в систему. Если давление масла возрастает более заданного, тарельчатый клапан, сжимая пружину, открывается и масло через образовавшийся канал перепускается в полость коробки маслофильтров. Редукционный клапан устанавливается за фильтром высокого давления.

Необходимое давление (2,5 кгс/см²) в маслосистеме регулируется путем изменения затяжки пружины с помощью регулировочного винта.

Масляные фильтры установлены как в нагнетающей, так и в откачивающей магистралях. В нагнетающей магистрали фильтры установлены до насоса — фильтр низкого давления 26 и после насоса — фильтр высокого давления 22 (см. рис. 104). В магистрали, откачивающем масло от заднего подшипника ротора двигателя, фильтр установлен до насоса, чтобы продукты износа и коксования масла не загрязняли насос.

Маслофильтры — наборные из составных сетчатых элементов. Полезная площадь наборного фильтра примерно в семь раз больше площади цилиндрического фильтра тех же габаритов.

Фильтрующие элементы наборных фильтров представляют собой латунную сетку, которая опирается на поддерживающую сетку с крупными ячейками, изготовленную из более толстой проволоки. Внутри сеток находится каркас.

Фильтры низкого давления набираются из 11 элементов, а фильтр высокого давления состоит из девяти элементов, которые взаимозаменяемы. Уплотнение между элементами осуществляется резиновыми кольцами. Собранный из элементов фильтр надевается на стяжной болт.

Прижатие торцевого диска фильтра к седлу производится крышкой через тарелку. Неочищенное масло подходит к наружной части фильтра, проходит через сетки, где очищается, и через внутреннюю полость поступает в магистраль.

ЦИРКУЛЯЦИЯ МАСЛА В ДВИГАТЕЛЕ

Из коробки масляных фильтров охлажденное и очищенное от пузырьков воздуха масло через заборник маятникового типа 2 (см. рис. 104) и фильтр низкого давления 26 поступает на вход в откачивающую ступень маслонасоса 23. Нагнетающая ступень маслонасоса через фильтр высокого давления подает масло под давлением в полость редукционного клапана 21, где давление редуцируется до 2,5 кгс/см². В этой же полости расположен датчик давления масла. Из полости редукционного клапана масло отводится по двум направлениям:

к форсункам 5 подшипника передней опоры ротора двигателя и коробки приводов 7;

к форсунке 11 подшипника задней опоры ротора двигателя.

К форсункам переднего подшипника и коробки приводов масло из полости редукционного клапана по внутреннему каналу, расположенному в вертикальной стойке входного корпуса, поступает через каналы в корпусе коробки приводов, где оно разделяется на три направления:

первое — по горизонтальному каналу через форсунку 5 диаметром 0,8 мм — к подшипнику передней опоры ротора двигателя;

второе — по тому же горизонтальному каналу (в противоположном направлении) через форсунку диаметром 0,8 мм — к подшипнику муфты свободного хода и сателлитов планетарной передачи 4 (см. рис. 103);

третье — по внутреннему каналу через форсунку диаметром 1,6 мм масло подается для смазки конических шестерен внутри коробки приводов.

Далее поток масла поднимается вверх по каналу в верхней вертикальной стойке входного корпуса в крышку коробки вспомогательных приводов и попадает в две форсунки, имеющие по два сопла. Передняя форсунка через жиклер диаметром 0,5 мм направляет струю масла на цилиндрические шестерни вала генератора и промежуточную шестерню. Через жиклер диаметром 0,7 мм этой же форсунки масло подается для смазки конических шестерен вала генератора и его привода. Вторая форсунка через два жиклера диаметром по 0,5 мм направляет масло к подшипникам конической шестерни гидронасоса и под шинникам редуктора привода тахометра. Кроме того, масло поступает в полый валик промежуточной шестерни и смазывает игольчатый подшипник.

Из коробки вспомогательных приводов масло сливается по верхней вертикальной полой стойке входного корпуса в коробку приводов, а оттуда через полую вертикальную нижнюю стопку входного корпуса откачивается верхней ступенью 20 насоса. Из маслонасоса по трубке масло выливается на перегородку маслофильтров.

К трем форсункам диаметром по 1,1 мм заднего подшипника ротора двигателя масло из полости редукционного клапана подается по трубке, крепящейся к штуцеру на коробке масляных фильтров. Через форсунки масло подается к боковой поверхности подшипника, смазывает трущиеся поверхности и охлаждает подшипник, а затем сливается в нижнюю часть масляной полости 10. Из полости подшипника задней опоры масляная эмульсия по наружному трубопроводу через полость топливного фильтра низкого давления и масляный фильтр низкого давления 27 откачивается средней ступенью масляного насоса к воздухоотделителю. При прокачке масла через полость, образованную двойными стенками топливного фильтра, происходит его охлаждение. Тепло от внутренней стенки отбирается топливом, а от наружной — воздухом набегающего потока.

Необходимость охлаждения заднего подшипника ротора двигателя обусловлена тем, что этот подшипник нагревается от деталей, непосредственно соприкасающихся с диском турбины.

РАБОТА МАСЛОСИСТЕМЫ В ПЕРЕВЕРНУТОМ ПОЛЕТЕ

При выполнении учебных полетов, а особенно фигур высшего пилотажа, перегрузки на самолете резко меняют свое значение от положительных до отрицательных. Возникновение отрицательных и околонулевых перегрузок в масляной системе приводит к временному прекращению подачи масла к трущимся парам двигателя. Возникшее частичное масляное голодание может привести к перегреву, разупрочнению материала и, как следствие, к началу разрушения. Особенно это опасно для высоконагруженных подшипников, работающих в условиях высоких температур и нуждающихся в непрерывном охлаждении и смазке.

Для обеспечения нормальной работы маслосистемы (рис. 106) при любых эволюциях самолета на двигателях М701 предусмотрены: специальный заборник 7 маятникового типа; система откачки масла в перевернутом полете и клапан отрицательных перегрузок бачка суфлирования.

Заборник масла представляет собой трубу, закрепленную на полой полуоси. При эволюциях самолета заборник свободно поворачивается вокруг полуоси на угол около 100° от упора в днище коробки масляных фильтров до упора на нижней части входного корпуса компрессора. На конце заборника закреплен кольцевой груз, благодаря которому входная часть заборника всегда находится в нижнем положении, т.е. там, где есть масло.

Система откачки масла в перевернутом полете состоит из внешней магистрали и двух клапанов отрицательной перегрузки. Магистраль откачки масла включает две трубки — короткую (верхнюю) и длинную. Между этими трубками расположен верхний шариковый клапан 3 перевернутого полета. Нижний клапан 5 отрицательных перегрузок (конусный) расположен в корпусе верхней откачивающей ступени маслонасоса.

Клапан отрицательных перегрузок бачка суфлирования расположен в корпусе масляных фильтров и своей верхней частью через прилив во входном корпусе компрессора соединяется с бачком суфлирования. Практически это двойной клапан. В нормальном положении перекрыт нижний клапан, а в перевернутом — верхний.

Бачок суфлирования 9 при нормальном положении двигателя предназначен для конденсации паров масла, попавших в него вместе с выходящим воздухом, и таким образом уменьшает расход масла двигателем. Воздух из него выходит через трубу суфлирования, а масло стекает в коробку масляных фильтров.

Рис. 106. Схема работы системы смазки при нормальном А и при перевернутом Б полете самолета:

1 — заливная горловина; 2 — полость корпуса вспомогательных агрегатов; 3 — верхний шариковый клапан и 5 — нижний клапан отрицательных перегрузок; 4 — полость коробки приводов; 6 — крышка бака; 7 — заборник; 8 — подвод масла из полости заднего подшипника; 9 — бачок суфлирования

На земле и в полете при положительных перегрузках верхний шариковый клапан 3 закрыт и не допускает прохода воздуха в масляный насос. Нижний конусный клапан 5 открыт и обеспечивает поступление отработавшего масла из подшипника передней опоры и коробки приводов в откачивающую магистраль. Входная часть заборника масла находится на нижнем упоре. Клапан отрицательных перегрузок у бачка суфлирования перекрывает нижнее уплотнение и обеспечивает свободный выход воздуха и газов, выделившихся из масла, через щель между верхним конусом сердечника клапана и седлом.

При перевернутом полете и отрицательных перегрузках клапан уплотняется по наружному конусу и предотвращает вытекание масла через бачок и трубку суфлирования. Одновременно открывается нижнее уплотнение этого клапана (в перевернутом положении оно становится верхним) и через внутреннюю полость его стержня, бачок и трубку происходит суфлирование пространства, образовавшегося над поверхностью масла.

При промежуточных положениях (околонулевые перегрузки) клапана, когда он не уплотнился по внешнему конусу, масло выбрасывается в бачок суфлирования, а при возвращении двигателя в нормальное положение стекает обратно в корпус масляных фильтров. При длительных полетах с околонулевыми перегрузками уровень масла в бачке суфлирования может превысить допустимую величину и масло будет выбрасываться через трубку суфлирования наружу. Чтобы этого не происходило, необходимо выполнять установленные ограничения на полеты с околонулевыми перегрузками, а также не допускать перезаливки масла при заправке.

В перевернутом полете нижний клапан отрицательных перегрузок закрывает отверстие, по которому масло может перетекать в коробку приводов. Верхний шариковый клапан 3 открывается, и масло из полости коробки вспомогательных агрегатов откачивается верхним масляным насосом. Следует заметить, что из масляной полости подшипника задней опоры в перевернутом полете начнется откачивание масла только тогда, когда вся полость заполнится масляной эмульсией.

Заборник масла в перевернутом полете перемещается на противоположный упор (за диафрагму) вместе с маслом, и масло бесперебойно поступает в систему нагнетания. Бесперебойная подача масла при перевернутом полете самолета обеспечивается в течение 15...20 с.

НЕИСПРАВНОСТИ СИСТЕМЫ СМАЗКИ В ЭКСПЛУАТАЦИИ,
ПРИЧИНЫ ИХ ВОЗНИКНОВЕНИЯ
И СПОСОБЫ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ

Опыт эксплуатации двигателей М701 показывает, что их система смазки работает надежно и ее отказы происходят весьма редко. Такая высокая надежность системы смазки объясняется простотой схемы и конструкции агрегатов, их хорошей доведенностью, небольшим количеством соединяющих трубопроводов и достаточно эффективным воздушным охлаждением подшипника турбины, что практически исключает коксование масла.

Неисправности системы смазки являются в основном следствием нарушений правил технического обслуживания двигателей. Основными из этих нарушений являются:

неплотное закрытие крышки маслозаливной горловины или выпуск самолета в полет с незакрытой крышкой;

неправильная контровка и неплотная затяжка различных соединений маслосистемы;

повреждение уплотнительных прокладок, резьбы, ниппелей при монтаже;

некачественная затяжка отбортовочных хомутов трубопроводов, что приводит к их вибрации и последующему разрушению;

неправильная сборка маслофильтров;

попадание песка, пыли или воды в масло при заправке;

неполная расконсервация вновь устанавливаемых узлов н гаек, что может приводить к закупорке консервационной смазкой масляных жиклеров и нарушению работы системы смазки.

Признаками нарушения нормальной работы системы смазки являются обычно повышение или понижение давления пли температуры масла, а также увеличение его расхода.

Падение давления масла происходит из-за уменьшения количества масла, разрушения деталей маслонасоса, засорения маслофильтров, отказа редукционного клапана или заклинивания заборника масла.

Одной из причин падения давления масла является уменьшение его количества вследствие либо недостаточной заправки, либо выбивания через незакрытую или плохо закрытую заливную горловину. Для предупреждения подобного необходимо каждый раз при проведении заправочных работ проверять надежность закрытия крышек фавочных горловин и следить за соответствием давления масла нормам ТУ.

Для исключения засорения масляных фильтров необходимо их промывать в строгом соответствии с требованиями регламента технической эксплуатации.

В случае нарушения регулировки редукционного клапана необходимо отрегулировать давление масла с помощью регулировочного винта.

Во всех случаях прежде, чем искать причину падения давления масла (или увеличения), следует убедиться в исправности манометра. Падение давления масла при эволюциях самолета возможно из-за заклинивания заборника или отказа клапанов отрицательных перегрузок. В этих случаях нужна замена двигателя.

Увеличение давления масла возможно вследствие нарушения регулировки редукционного клапана, нарушения суфлирования масляной системы или заправки маслосистемы маслом с повышенной вязкостью. Устранение этой неисправности также надо начинать с проверки приборов и, если необходимо, их замены или к ректировки. Если показания приборов правильные, то необходимо отрегулировать редукционный клапан.

Незначительное (на 0,2...0,3 кгс/см²) увеличение давления масла возможно из-за закупорки резиновой трубки бачка суфлирования вследствие ее расслоения по внутренней поверхности.

При небрежной постановке трубки кусочки резины перекрывают внутреннюю ее полость и прекращается суфлирование масляной системы. Этот дефект сопровождается увеличением расхода масла.

Повышение температуры масла больше допустимой величины может происходить из-за уменьшения циркуляции масла вследствие недостаточного количества масла или закупорки жиклеров (форсунок), из-за прорыва горячих газов в масляную систему или же из-за разрушения подшипников трансмиссии. Во всех этих случаях двигатель подлежит замене.

Понижение температуры масла возможно только в случае попадания в масляную систему топлива или АМГ-10 вследствие негерметичности уплотнений рессор агрегатов или негерметичности топливно-масляного радиатора в кожухе топливного фильтра. Понижение температуры масла всегда сопровождается повышением (переполнением) уровня масла в баке, при этом масла может выбивать через трубку суфлирования подшипника турбины, что обнаруживается по появлению белого дыма на выходе из реактивного сопла.

Повышенный расход масла может происходить вследствие утечки масла из системы из-за негерметичности соединений, нарушения работы уплотнений подшипников трансмиссии, а также из-за повышенного выброса масла в атмосферу через систему суфлирования.

Утечка масла из-за негерметичности соединений обнаруживается обычно по обмасливанию деталей и устраняется путем затяжки этих соединений или замены уплотнений. В отдельных случаях негерметичность может быть следствием перезатяжки соединения и разрушения уплотнительиой прокладки (например, кран слива масла). В этом случае необходимо заменить прокладку. В случае утечки масла в соединениях внутренних маслопроводов или износа масляных лабиринтов, что выявляется по белому дыму на выходе из сопла двигателя, дефект устраняется заменой двигателя. Из-за износа лабиринтного уплотнения переднего подшипника масло попадает в компрессор, а оттуда вместе с воздухом в кабину летчика. Если в кабине появились пары масла (дым) и будет установлено, что масло проникает через лабиринтное уплотнение, то необходимо увеличить диаметр воздушного жиклера, подающего воздух в лабиринтное уплотнение. Следует, однако, учитывать, что при значительном увеличении диаметра повышается давление воздуха в коробке агрегатов и возможно выбрасывание масла через жиклер. При невозможности отрегулировать нормальную работу уплотнения переднего подшипника двигатель необходимо направить в ремонт.

ГЛАВА XVIII. ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА

ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ

Топливная система самолета предназначена для обеспечения подачи топлива в камеру сгорания двигателя на всех режимах его работы, при любых условиях полета самолета. Топливная система должна отвечать ряду требований, выполнение которых обязательно для каждого летательного аппарата. К таким требованиям относятся: надежное питание двигателей топливом в диапазоне температур воздуха от –60 до +60°С в любых условиях полета; высокое качество фильтрации топлива (применяемые фильтры не должны пропускать механические частицы, размеры которых соизмеримы с величиной зазоров прецизионных пар агрегатов системы автоматического регулирования двигателей); емкость топливных баков должна обеспечивать заданные дальность и продолжительность полета; безопасность в пожарном отношении эксплуатации самолета; надежный запуск двигателя на земле и в полете; точная дозировка топлива в соответствии с выбранными законами регулирования двигателя; простота эксплуатации и технического обслуживания агрегатов системы.

Для двигателей М701с-500 рекомендуются топлива Т-1, ТС-1, Т-2 и РТ. Топливо Т-2 имеет низкие, смазывающие свойства, что приводит к повышенному износу деталей топливных насосов. Поэтому топливо Т-2 для эксплуатации практически не поставляется.

Технические требования на топлива приведены в табл. 10.

В эксплуатации разрешается смешивание топлив в любых соотношениях. При переходе с одного топлива на другое перерегулировки топливной аппаратуры не требуется.

Таблица 10

Технические требования иа топлива

СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ
И АВТОМАТИЧЕСКОГО РЕГУЛИРОВАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ

Принцип работы системы автоматического регулирования

Каждый режим работы двигателя на самолете характеризуется комплексом параметров, определяющих его тягу, удельный расход топлива, температурную и динамическую нагруженность деталей, устойчивость работы основных узлов и агрегатов. Изменение внешних условий способствует изменению режима работы двигателя. Для поддержания заданного режима работы или изменения его в желаемом направлении в конструкции двигателя предусматриваются специальные регулирующие устройства, совокупность которых называется системой регулирования.

Для освобождения летчика от функций регулирования двигатель снабжается автоматическими регуляторами, поддерживающими параметры рабочего процесса, на которые настроены регуляторы. Летчик управляет двигателем, т. е. изменяет режим его работы в желаемом направлении, путем перенастройки регуляторов. Комплекс регуляторов вместе с элементами управления двигателем составляет в целом систему автоматического регулирования (САР) двигателя.

К САР газотурбинных двигателей предъявляется ряд требований. Эта система должна обеспечивать возможность изменения тяги двигателя на земле и в полете в широком диапазоне. Каждому положению рычага управления независимо от скорости и высоты полета должен соответствовать вполне определенный режим работы двигателя. Изменение его режимов работы необходимо обеспечивать за минимально короткое время, т. е. двигатель должен иметь хорошую приемистость, ограничивая в то же время опасные, с точки зрения прочности и надежности силовой установки, режимы работы.

На максимальном режиме работы путем использования всех возможностей двигателя, ограничиваемых прочностью деталей и устойчивостью работы компрессора и камеры сгорания, должна быть достигнута наибольшая при данных внешних условиях тяга двигателя.

При дросселировании до крейсерских режимов в пределах 0,6...0,85 от максимальной тяги должна обеспечиваться устойчивая работа двигателя с наилучшей топливной экономичностью, так как эти режимы являются основными при длительной эксплуатации самолетов.

На двигателе М701 система регулирования построена таким образом, что на взлетном режиме автоматически поддерживается постоянной заданная частота вращения ротора турбокомпрессора (замкнутая или непосредственная система регулирования), а на всех остальных режимах регулирование обеспечивается по косвенным параметрам, т. е. регулятор реагирует на внешние возмущения (изменение давления окружающего воздуха и скорости полета) и воздействует на двигатель так, чтобы компенсировать действие этих возмущений на величину регулируемого параметра (незамкнутая или косвенная система регулирования).

Создание такой системы является достаточно сложным процессом, требующим конструктивных разработок целого комплекса агрегатов и узлов и согласования их характеристик.

Основными агрегатами и узлами системы автоматического регулирования двигателя являются:

плунжерный топливный насос высокого давления ЛУН-6201.05 (ЛУН-6201.06);

баростатический регулятор топлива ЛУН-6710.05 (ЛУН-6710.04);

дроссельный кран ЛУН-7572.05;

автоматический распределитель топлива ЛУН-5200.04 (ЛУН-5200.05);

топливный коллектор с двухканальными топливными форсунками;

топливный фильтр низкого давления;

дренажная система.

Топливо из самолетного топливного бака подкачивающим центробежным насосом под давлением 0,8...1,0 кгс/см² через пожарный кран и фильтр низкого давления подается к плунжерному топливному насосу, откуда под высоким давлением проходит через дроссельный кран, где происходит его дозировка в зависимости от положения дозирующей иглы, которое задается рычагом управления двигателем (РУД). Дозированное топливо поступает к автоматическому распределителю топлива, в котором происходит его распределение по основному и вспомогательному каналам топливных форсунок. Режим работы двигателя в зависимости от высоты и скорости полета поддерживается баростатическим регулятором. Имеющийся в автоматическом распределителе топлива автомат приемистости обеспечивает плавное увеличение подачи топлива к форсункам при резком перемещении РУД в сторону увеличения режима работы двигателя. Для полного прекращения подачи топлива в двигатель и его выключения служит игла стоп-крана.

ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ АГРЕГАТОВ

Топливный фильтр низкого давления

Топливный фильтр низкого давления предназначен для фильтрации топлива, поступающего в двигатель из топливной системы самолета.

Фильтр устанавливается с правой стороны в передней части двигателя и крепится к входному корпусу компрессора и коробке масляных фильтров. Схема топливного фильтра представлена на рис. 107.

Корпус фильтра цилиндрической формы, изготавливается из листовой стали путем сварки и состоит из внутреннего и наружного цилиндров. Снизу и сверху корпус закрыт крышками. На нижней крышке имеется пробка для слива топлива и отстоя в фильтре и гайка для крепления крышки. На верхней крышке имеется три штуцера. Штуцер 5 предназначен для подвода топлива к фильтру, штуцер 1 — для отвода фильтрованного топлива и штуцер 3 для слива избытка топлива в задний топливный бак. На штуцере 3 крепится также датчик сигнализатора давления топлива перед насосом высокого давления.

Рис. 107. Схема топливного фильтра низкого давления:

1 — выходной штуцер топлива; 2 — к радиатору охлаждения воздуха; 3 — штуцер для крепления СД-3 и отвода избытка топлива в бак; 4 — верхняя крышка фильтра; 5 — входной штуцер топлива; 6 — штупер отвода масла из кожуха в коробку масляных фильтров; 7 — выпускная пробка; 8 — гайка; 9 — болт; 10 — нижняя крышка фильтра; 11 — штуцер подвода масла от заднего подшипника; 12 — двойной кожух фильтра; 13 — фильтрующий элемент

Собственно фильтрующий элемент представляет собой цилиндрическую бумажную вставку, заключенную между двумя крышками из листового материала. Элемент устанавливается на пружинящие направляющие на крышке 10 фильтра, а с другой стороны надевается на цилиндрическую направляющую, вмонтированную в верхнюю крышку фильтра. На цилиндрической поверхности корпуса фильтра имеются два штуцера: верхний штуцер 11 подвода горячего масла и нижний штуцер 6 для отвода охлажденного масла из кожуха в коробку фильтров маслосистемы.

Подводимое к топливному фильтру через штуцер 5 топливо омывает наружную часть фильтрующего элемента и проходит через бумагу внутрь полого каркаса. Очищенное топливо поступает к выходному штуцеру 1, а затем к топливному насосу высокого давления. Отфильтрованные частицы остаются снаружи фильтрующего элемента.

Топливо, омывая фильтрующий элемент, одновременно охлаждает внутреннюю стенку двойного кожуха фильтра и находящееся там масло.

На штуцере 3 слива топлива в самолетный топливный бак устанавливается датчик сигнализатора давления, от которого подается сигнал на табло Т-9 о наличии давления топлива перед насосом высокого давления. Если давление топлива упадет, то на табло загорается сигнальная красная лампочка «Не запускай».

На штуцере 1 отвода топлива из фильтра в насос устанавливается радиатор охлаждения воздуха, поступающего из компрессора в автомат приемистости.

Топливный насос высокого давления

Топливный насос высокого давления представляет собой плунжерный насос переменной производительности. Основными узлами топливного насоса ЛУН-6201.05 являются: качающий узел, сервомеханизм с изолирующим клапаном, ограничитель максимальной частоты вращения и клапан запуска. Схема топливного насоса приведена на рис. 108.

Качающий узел, размещенный в корпусе насоса, состоит из ротора 4, который приводится во вращение от двигателя через рессору 1. В семи колодцах ротора установлены плунжеры 7, опирающиеся своими подпятниками на сферическую поверхность подвижного кольца упорного шарикоподшипника наклонной шайбы 3, а с другой стороны — поджимаемые пружинами и давлением топлива.

При вращении ротора подвижное кольцо шарикоподшипника вращается, и вследствие наклона шайбы 3 и суммарного воздействия пружин и давления топлива происходит возвратно-поступательное движение плунжеров. В процессе перемещения плунжеров влево (по схеме рис. 109) топливо через нижнее окно золотника всасывается в подплунжерное пространство ротора, а при обратном движении наклонной шайбой «выталкивается» (нагнетается) через верхнее окно золотника в канал высокого давления 25. За один оборот ротора каждый плунжер перемещается из одного крайнего положения в другое и обратно, т. е. совершает два процесса — всасывание и нагнетание. Производительность насоса (л/мин) определяется по формуле:

где d — диаметр плунжера, дм;

S — ход плунжера, дм;

n — частота вращения ротора насоса; об/мин;

h — коэффициент утечек топлива через зазоры между ротором и плунжером, ротором и золотником.

Поскольку величины зазоров в плунжерных насосах находятся в пределах нескольких микрон, утечки обычно не превышают 3...5%, т. е. h»0,95...0,97.

Таким образом, производительность насоса пропорциональна частоте вращения ротора и ходу плунжера, который определяется углом установки наклонной шайбы. Положение наклонной шайбы регулируется сервомеханизмом насоса и управляется: на взлетном режиме — ограничителем максимальной частоты вращения, на остальных установившихся режимах — баростатическим регулятором, а на переходных режимах — автоматом приемистости.

Рис. 108. Схема топливного насоса:

1 — рессора; 2 — шарнирная подвеска; 3 — наклонная шайба; 4 — ротор; 5 — каналы центробежного давления топлива; 6 — упорный винт максимального угла наклона шайбы; 7 — плунжер; 8 — клапан стравливания воздуха; 9 — разгрузочный клапан; 10 — винт регулировки максимальной частоты вращения; 11 — пружина; 12 — мембрана; 13 — двуплечий рычаг; 14 — клапан; 15 — высотное компенсирующее устройство; 16 — штуцер подачи топлива к дроссельному крапу; 17 — золотник запуска; 18 — регулировочный винт автомата запуска; 19 — перепускная трубка; 20 — штуцер замера давления топлива за насосом; 21 — жиклер; 22 — клапан предельного давления; 23 — изолирующий клапан; 24 — отвод топлива к баростатическому регулятору и автомату приемистости; 25 — канал нагнетания; 26 — пружины сервомеханизма; 27 — демпфер пульсации; 28 — отвод топлива к эластичной перегородке баростата; 29 — канал всасывания; 30 — фильтр; 31 — подвод топлива к насосу; 32 — сервопоршень; 33 — дренаж топлива, протекающего через сальник рессоры

Поршень сервомеханизма находится под воздействием разности сил, создаваемых разностью давлений топлива в полостях А и Б и силой затяжки пружины. Давление в полости А равно высокому давлению топлива за насосом, а в полости Б значительно ниже, так как в эту полость топливо поступает через жиклер 2. Полость Б соединена со сливом через клапан 12 ограничителя максимальной частоты вращения, клапан 10 баростатического регулятора и клапан 9 автомата приемистости. В зависимости от положения клапанов изменяется соотношение сил, действующих на поршень, который занимает соответствующее положение и через серьгу своего штока изменяет угол установки наклонной шайбы, преодолевая усилия от давления на нее плунжеров.

Гидроцентробежный ограничитель максимальной частоты вращения ротора двигателя служит для поддержания в заданных пределах частоты вращения при работе двигателя на взлетном режиме. Он состоит из мембраны, разделяющей полости высокого Г и низкого В давлений и клапана.

На мембрану 12 действуют (см. рис. 108):

вверх — усилие от пружины 11, изменением затяжки которой производится регулировка клапана, и вниз — усилие от перепада давлений в полостях Б и Г, пропорциональное частоте вращения ротора насоса, так как топливо, проходящее по наклонным радиальным сверлениям ротора, при вращении создает динамическое давление над мембраной за счет центробежных сил. При увеличении частоты вращения ротора двигателя давление топлива в сверлениях насоса увеличивается, что приводит к повышению давления в в надмембранной полости Г.

Рис. 109. Упрощенная схема регулирования расхода топлива:

1 — канал нагнетания; 2 — жиклер; 3 — автомат запуска; 4 — дроссельный кран; 5 — стоп-кран; 6 — автоматический распределитель топлива; 7 — клапан малого газа; 8 — клапан минимального давления; 9 — клапан автомата приемистости; 10 — клапан баростатического регулятора; 11 — изолирующий клапан; 12 — клапан ограничителя максимальной частоты вращения; 13 — сервопоршень; 14 — полость всасывания

Когда усилие от давления топлива на мембрану превысит усилие от затяжки пружины 11, мембрана прогнется и после выборки регулировочного зазора между упором мембраны и рычагом 13 откроет клапан 14. Через открытый клапан топливо из полости Б сервомеханизма будет перетекать на вход в насос, и давление топлива в полости Б снизится. В результате этого сервопоршень 32 начнет перемещаться вправо, уменьшая угол установки наклонной шайбы, а следовательно, и производительность насоса до тех пор, пока максимальная частота вращения ротора двигателя не восстановится.

При снижении частоты вращения ротора давление над мембраной снизится и она под воздействием пружины переместится вверх. Клапан ограничителя закроется, и давление в полости Б сервомеханизма возрастет. Поршень сервомеханизма переместит наклонную шайбу на увеличение производительности. Это приведет к увеличению частоты вращения ротора двигателя, давление топлива над мембраной возрастет, и весь цикл повторится. Такие циклы происходят настолько быстро, что практически при работе двигателя на максимальном режиме клапан ограничителя постоянно открыт. При этом количество топлива, поступающего в пружинную полость сервомеханизма, равно количеству топлива, вытекающего через клапан во всасывающую полость насоса.

Максимальная частота вращения ротора двигателя устанавливается натяжением пружины 11, которое регулируется винтом 10. Описанный способ ограничения максимальной частоты вращения не обеспечивает ее постоянства с поднятием на высоту, поэтому ограничитель имеет высотный компенсатор 15.

В случае неисправности баростатического регулятора или автомата приемистости обильное истечение топлива из пружинной полости сервомеханизма приведет к снижению частоты вращения ротора двигателя. Чтобы избежать самовыключения двигателя по этой причине, в насосе предусмотрен специальный электромагнитный клапан, который прекращает утечку топлива из пружинной полости. Этот клапан называется изолирующим. При включении в кабине кнопки изолирующего клапана его электромагнит перемещает шток и тарелочку и перекрывает канал слива топлива из пружин-нон полости сервомеханизма. Производительность насоса возрастает. Чтобы при этом давление топлива не превышало максимально допустимой величины, на изолирующем клапане установлен клапан предельного давления 22. При достижении давления топлива на выходе из насоса 100...110 кгс/см² сила давления топлива на тарелочку электромагнитного клапана становится достаточной, чтобы сжать пружину клапана предельного давления и обеспечить перепуск топлива из пружинной полости сервомеханизма и тем самым прекратить дальнейшее увеличение производительности насоса и повышение давления топлива.

На последних модификациях насоса ЛУН-6201.06 в канале подвода топлива в пружинную полость сервомеханизма установлен демпфер 11 с обратным клапаном 5 (рис. 110). Постановка демпфера обеспечивает уменьшение колебаний максимальной частоты вращения ротора двигателя при приемистости

Рис. 110. Схема узла сервомеханизма:

1 — демпфер пульсации; 2 — канал нагнетания; 3 — пружины; 4 — жиклер; 5 — обратный клапан; 6 — изолирующий клапан; 7 — клапан максимального давления; 8 — канал отвода топлива к баростату и автомату приемистости; 9 — винт; 10 — пружина; 11 — демпфер; 12 — отвод топлива к эластичной перегородке баростата

При работе двигателя на установившихся режимах демпфер не влияет на работу насоса. При увеличении режима демпфер вступает в работу, образуя дополнительное сопротивление на пути топлива в пружинную полость сервомеханизма, что замедляет ее заполнение топливом и соответственно снижает темп перемещения поршня сервомеханизма. При уборке рычага управления двигателем демпфер автоматически отключается и слив топлива из пружинной полости обеспечивается через обратный клапан 5. В этом случае перемещение поршня происходит без замедления.

Баростатический регулятор

Баростатический регулятор предназначен для автоматического регулирования давления топлива, а следовательно, и расхода топлива через рабочие форсунки в зависимости от давления воздуха на входе в двигатель на установившихся режимах работы двигателя. При постоянной скорости полета на определенной высоте он поддерживает постоянное давление топлива, задаваемое положением рычага управления двигателем. При увеличении высоты полета баростатический регулятор снижает давление топлива. При увеличении скорости полета он увеличивает давление топлива перед дроссельным краном.

Рис. 111. Баростатический регулятор:

1 — рычаг; 2 — пружина клапана; 3 — регулировочный винт; 4 — контактный винт плунжера; 5 — регулировочный винт; 6 — трубка; 7 — анероид; 8 — упорный винт; 9 — мембрана; 10 — штуцер; 11 — шайба; 12 — шток; 13 — фильтр; 14 — эксцентрик; 15 — гнездо клапана

Чувствительными элементами регулятора (рис. 111) являются анероиды 7 и мембрана 9, а регулирующим органом — клапан регулятора, к которому подводится топливо из пружинной полости сервомеханизма топливного насоса высокого давления. Чувствительные элементы воздействуют на клапан через рычаг 1, закрепленный на мембране. На один конец рычага действует усилие от анероидов, а на другой его конец, прижимаемый к гнезду 15 клапана пружиной 2, через плунжер 12 действует усилие от давления топлива за насосом, воздействующее на мембрану 9.

Постоянное давление перед дроссельным краном при неизменном давлении воздуха в камере анероидов поддерживается за счет перепуска топлива из пружинной полости сервомеханизма топливного насоса. При прикрытии иглы дроссельного крана давление топлива возрастет, что приведет к нарушению равновесия рычага 1 баростатического регулятора и открытию клапана на большую величину. Слив топлива из пружинной полости сервомеханизма насоса увеличится, и поршень переместит наклонную шайбу на меньший угол, а производительность насоса уменьшится настолько, что давление топлива перед дроссельным краном восстановится до прежнего значения. При открытии дроссельного крана регулирование происходит аналогичным образом, только в сторону увеличения производительности.

При уменьшении давления воздуха в полости анероидов баростатического регулятора анероиды расширяются и сильнее давят на рычаг. Это приводит к большему открытию клапана и увеличению слива топлива из пружинной полости сервомеханизма, что приводит к перемещению наклонной шайбы на меньший угол и снижению производительности насоса. При этом снижается давление топлива перед дроссельным краном, а следовательно, уменьшается давление на мембрану баростата.

Когда сила давления от анероидов компенсируется давлением на мембрану, рычаг устанавливается в обычное равновесное положение. Каждой высоте полета соответствует постоянное давление топлива перед дроссельным краном (при постоянной скорости полета).

На земле (H=0, V=0) давление топлива перед дроссельным краном составляет около 90 кгс/см², на высоте 500 м оно равно 52 кгс/см², а на высоте 1000 м — только 27 кгс/см².

Увеличение скорости полета приводит к росту давления воздуха в полости анероидов, анероиды сжимаются, клапан прикрывается, а это значит — растет давление топлива в пружинной полости сервомеханизма и его поршень перемещает наклонную шайбу на увеличение подачи топлива. При снижении скорости полета происходит соответствующее уменьшение подачи топлива.

Таким образом баростатнческий регулятор обеспечивает постоянство частоты вращения ротора двигателя во всем диапазоне высот и скоростей полета на режимах работы от малого газа до максимального.

Однако изменение длины анероидов баростатического регулятора не обеспечивает точное постоянство частоты вращения ротора двигателя, а потому при увеличении высоты полета происходит небольшая раскрутка ротора двигателя, что необходимо учитывать при эксплуатации самолета.

Дроссельный кран

Дроссельный кран служит для управления двигателем путем изменения количества топлива, поступающего через форсунки в камеры сгорания. Основными «го частями (рис. 112) являются корпус, узел дозирующей иглы» узел клапана минимального давления и узел клапана малого газа.

Узел дозирующей иглы состоит из стальной втулки 16, иглы 1, валика управления 14 с рычагом управления. При постоянном давлении топлива перед дроссельным краном, которое поддерживается баростатическим регулятором, расход топлива определяется величиной проходного сечения дроссельного крана. Изменение проходного сечения крана производится перемещением дозирующей иглы 1, с помощью рычага управления двигателем, соединенного тягами с зубчатым колесом дозирующей иглы.

При работе двигателя на режиме малого газа игла дроссельного крана находится в закрытом положении и топливо подается в двигатель через клапан малого газа, состоящий из гнезда 6 клапана, пружины 5 и регулировочного винта 4. Регулировочный винт 4 служит для регулирования частоты вращения ротора двигателя на режиме малого газа. При вращении винта по часовой стрелке частота вращения уменьшается, а против часовой стрелки — увеличивается.

Рис. 112. Схема дроссельного крана:

1 — дозирующая игла; 2 — вход топлива; 3 — клапан малого газа; 4 — регулировочный винт; 5 — пружина; 6 — гнездо клапана; 7 — клапан минимального давления; 8 — поршень; 9 — регулировочный винт; 10 — жиклер; 11 — канал подвода топлива к распределителю топлива; 12, 13, 15 — уплотнительные кольца; 14 — валик управления с зубчатым колесом; 16 — втулка

С подъемом на высоту расход топлива в двигатель уменьшается пропорционально падению давления воздуха, а следовательно, и давление топлива перед форсунками уменьшается. При этом в случае уменьшения давления ниже 15 кгс/см² качество распыла топлива ухудшается настолько, что из-за плохого его распыла может произойти срыв пламени в камерах сгорания с последующим самовыключением двигателя.

Для обеспечения устойчивой работы камер сгорания в конструкции дроссельного крана предусмотрен клапан минимального давления, поддерживающий на больших высотах давление топлива перед форсунками не ниже 13...14 кгс/см².

В конструкцию клапана минимального давления 7 входят коническая головка, поршень 3, пружины и регулировочный винт 9.

Когда давление топлива перед форсунками велико, то это давление, действуя на поршень 8, сжимая пружину, перемещает поршень вниз. Клапан 7 при этом прижимается к седлу. Если давление топлива перед форсунками снижается менее 13 кгс/см², усилие на поршень уменьшается и он под действием пружины перемещается вверх, давит на толкатель и открывает клапан 7. Топливо начинает поступать к форсункам не только по каналу малого газа, но и через открытый клапан минимального давления. Величина минимального давления топлива регулируется винтом 9.

Распределитель топлива с автоматом приемистости
и стоп-краном

Автоматический распределитель топлива (рис. 113) предназначен для распределения топлива между вспомогательным и основным коллекторами топливных форсунок, остановки двигателя путем прекращения подачи топлива в форсунки и обеспечения заданного времени приемистости без помпажа и недопустимого заброса температуры.

В соответствии с выполняемыми функциями автоматический распределитель топлива состоит из трех основных узлов: распределителя топлива, стоп-крана и автомата приемистости.

Распределитель топлива конструктивно выполнен в виде стальной втулки, в которой может перемещаться бронзовая пустотелая игла 35 распределителя. На иглу с одной стороны действует сила затяжки пружины 37, с другой — давление топлива. Затяжка пружины 37 может изменяться с помощью регулировочного винта 36.

При запуске двигателя и работе его на малом газе давление топлива небольшое и создаваемая им сила не может преодолеть усилия пружины, под действием которого игла удерживается в верхнем положении, при котором топливо может поступать только во вспомогательный канал 33 топливных форсунок.

Рис. 113. Схема распределителя топлива с автоматом приемистости и стоп-краном:

1 — рычаг стоп-крана; 2 — золотник стоп-крана; 3 — дренажный трубопровод; 4 — линия всасывания; 5 — канал подвода топлива от дроссельного крана; 6 — канал подвода топлива от сервомеханизма насоса; 7 — пористый фильтр; 8 — сетчатый фильтр; 9 — золотник автомата приемистости; 10 — мембрана; 11, 12 — воздушное пространство; 13 — воздушный фильтр; 14 — регулировочный винт анероида; 15 — ползун штока; 16 — анероид; 17 — шток; 18 — канал, соединяющий воздушную камеру с атмосферой; 19 — наружная обойма регулировки высотной компенсации; 20 — канал, соединяющий камеру анероидов с атмосферой; 21 — рычаг; 22 — пружины; 23 — жиклер стравливания; 24 — канал, соединяющий пространство над мембраной иглы взлета с атмосферой; 25 — мембрана иглы взлета; 26 — регулировочный винт; 27 — игла взлета; 28 — канал подвода воздуха к камере мембраны иглы взлета; 29 — отверстие для слива конденсата из корпуса воздушного фильтра; 30 — воздушный фильтр; 31 — канал подвода воздуха от компрессора; 32 — канал, соединяющий воздушную камеру с атмосферой; 33 — канал вспомогательного коллектора; 34 — главный коллектор; 35 — игла распределителя; 36 — регулировочный винт; 37 — пружина

При увеличении режима работы двигателя давление топлива возрастает за счет открытия дроссельного крана. При достижении величины 24 кгс/см² игла перемещается вниз настолько, что начинает перепускать часть топлива в главный коллектор 34. Чем больше увеличивается давление топлива за дроссельным краном, тем больше топлива поступает в главный коллектор. При достижении величины давления топлива 60 кгс/см² игла открывается полностью.

Остановка двигателя производится путем перекрытия доступа топлива к форсункам с помощью иглы золотника 2 стоп-крана, которая через зубчатое колесо, рычаг 1 и систему тяг связана с рычагом останова в кабине самолета.

При перемещении рычага управления стоп-краном на закрытие усилие от рычага передается через шестерню на репку золотника стоп-крана. Золотник перемещается вверх (по схеме) и перекрывает канал, соединяющий дроссельный кран с распределителем топлива, а топливо от насоса высокого давления через внутренний канал золотника стоп-крана перепускается во всасывающую магистраль насоса высокого давления.

Автомат приемистости обеспечивает возможность быстрого разгона двигателя без перегрева его деталей при резком открытии дроссельного крана.

Конструктивно автомат приемистости (рис. 113) представляет собой золотник 9, который свободно может перемещаться во втулке под действием силы давления топлива за дроссельным краном, поступающего через канал 5, и усилия от мембраны 10. На мембрану 10 слева действует атмосферное давление воздуха, поступающего через отверстие 32, справа — давление воздуха за компрессором, поступающего через канал 31, воздушный фильтр 30 и канал 28 иглы взлета, а также сила сжатия наружной пружины 22. Сила воздействия мембраны на торец золотника 9 уменьшается благодаря растяжению внутренней пружины.

При резком полном открытии дроссельного крана клапан баростата закрывается, так как давление под мембраной резко снизится. Это должно было бы привести к быстрой перестройке насоса на большую производительность и подаче в камеры сгорания избыточного количества топлива. Однако в работу вступает автомат приемистости. Под воздействием повышенного давления топлива его золотник смещается вправо и открывает слив топлива из пружинной полости сервомеханизма топливного насоса, поступающего через канал 6 автомата приемистости. В результате этого темп перевода наклонной шайбы на большую производительность уменьшается. В пружинную полость сервомеханизма поступает топлива больше, чем сливается через золотник клапана приемистости, поэтому расход топлива в камере сгорания постепенно увеличивается, в результате этого растет частота вращения ротора двигателя, увеличивается давление воздуха за компрессором и в воздушной полости автомата приемистости. Под действием увеличивающегося давления воздуха мембрана переместит золотник 9 влево. Золотник своими поясками уменьшит слив топлива из пружинной полости сервомеханизма, и производительность насоса возрастает. Следовательно, при резком открытии дроссельного крана автомат приемистости регулирует подачу топлива в зависимости от возрастания давления воздуха за компрессором.

При работе автомата приемистости воздух из компрессора поступает через воздушный фильтр и затем через центральный канал в игле взлета. При достижении частоты вращения 14 000 об/мин (91%) давление воздуха за компрессором возрастет настолько, что мембрана 25 на игле взлета 27 прогибается, сжимая пружины. При этом открывается кольцевой канал и воздух из-за компрессора начинает поступать в автомат приемистости по двум каналам. В результате этого давление на мембрану 10 возрастает, золотник 9 перемещается влево, уменьшая переток топлива из пружинной полости сервомеханизма. Производительность насоса возрастает, и двигатель быстро выходит на максимальный режим работы.

Конструктивно устройство иглы взлета выполнено так, что увеличение подачи воздуха через кольцевой канал происходит на высотах не более 2000 м.

С подъемом на высоту давление топлива перед форсунками существенно уменьшается и соответственно снижается сила давления топлива на золотник автомата приемистости.

Для обеспечения нормальной его работы на всех высотах служит высотный корректор, снижающий усилие на золотник с поднятием на высоту.

При уменьшении атмосферного давления анероиды 16 расширяются и через шток 17 поворачивают двуплечий рычаг 21 растягивая внутреннюю пружину, что приводит к уменьшению усилия на торец золотника автомата приемистости со стороны мембраны. Кроме того, расширение анероидов перемещает вниз ползун 15 штока, что приводит к открытию отверстий для перепуска воздуха в атмосферу через канал 18. Это приводит к уменьшению давления мембраны на золотник. Таким образом обеспечивается оптимальный разгон двигателя на всех высотах.

Топливный коллектор
с двухканальными форсунками

Топливный коллектор служит для подвода топлива к рабочим форсункам, обеспечивающим подачу топлива в камеры сгорания с хорошим его распылом. Топливный коллектор представляет собой две дугообразные стальные трубки, соединенные с основной и вспомогательной магистралями распределителя. По окружности трубок расположены семь пар ниппелей для подсоединения трубок форсунок. Трубопроводы коллектора крепятся к заднему корпусу компрессора с помощью кронштейнов.

Рис. 114. Схема форсунки двухканального типа:

1 — штуцер (трубка) главного канала; 2 — гайка; 3 — шайба; 4 — наружный корпус форсунки; 5 — завихритель; 6 — сопло основного канала; 7 — сопло вспомогательного канала; 8 — внутренний корпус форсунки; 9 — втулка; 10 — фланец форсунки; 11 — фильтр; 12 — штуцер (трубка) вспомогательного канала; 13 — отверстие крышки фланца

Топливная форсунка — двухканального типа (рис. 114). Состоит из корпуса фильтра с фланцем и двумя штуцерами 1 и 12 основного и вспомогательного каналов, внутреннего корпуса 8, наружного корпуса 4, втулки 9, сопла 7 вспомогательной магистрали с завихрителем 5 и сопла 6 основной магистрали.

Своим фланцем форсунка крепится к горловине камеры сгорания. Топливо через центральный вспомогательный канал подается в камеру сгорания на всех режимах работы двигателя от начала запуска до взлетного. В форсунке топливо получает вращательное движение в завихрителе 5 и при прохождении через сопло 7 распыляется. По основному каналу топливо начинает юступать в камеры сгорания лишь тогда, когда его давление превысит 14 кгс/см².

При этом топливо поступает в кольцевую полость между внутренним корпусом 8 и втулкой 9, закручивается в тангенциальных каналах сопла 7 и распыляется через сопло 6 основной магистрали. Таким образом, применение двухканальных форсунок обеспечивает качественный распыл топлива на всех режимах работы двигателя.

Дренажная система

Дренажная система служит для отвода топлива из камер сгорания при неудавшемся запуске или после остановки двигателя, а также топлива, просочившегося через зазоры в уплотнениях агрегатов.

Дренажная система (рис. 115) состоит из дренажного бачка с запорным и перепускным клапанами и трубопроводов. Дренажный бачок крепится в нижней части двигателя между четвертой и пятой камерами сгорания. Он состоит из камеры без давления 1 и камеры с давлением 12, соединяющихся перепускным клапаном 10.

Рис. 115. Схема дренажной системы:

1 — камера без давления; 2 — дренажная трубка из корпуса турбины; 3 — дренажная трубка из агрегатов; 4 — дренажная трубка из реактивной системы; 5 — дренажная трубка из газосборника; 6 — дренажная трубка из камер сгорания; 7 — запорный клапан с мембраной; 8 — трубка подвода давления воздуха из камеры сгорания; 9 — отводящий трубопровод; 10 — перепускной клапан; 11 — трубка суфлирования; 12 — камера с давлением; 13 — выпускной кран

В камеру без давлении через трубку 2 введен дренаж из кожуха турбины, через трубку 3 введен дренаж, топлива из агрегатов топливной системы и через трубку 4 — из реактивной системы.

В камеру с давлением отводится топливо через запорный клапан 7 из камеры сгорания.

При работе двигателя на малом газе и при выключенном двигателе запорный клапан 7 открыт. Излишнее топливо поступает из газосборника по трубке 5 к из камер сгорания по трубке 6 в камеру 12. Сюда же при неработающем двигателе стекает топливо через открытый клапан 10 из камеры 1. При запуске и работе двигателя на малом газе в камеру 12 начинает поступать воздух по трубкам 5 и 6. При этом перепускной клапан 10 закрывается, а топливо выдувается по трубке 9 в поток газов за соплом. С увеличением режима работы двигателя растет давление воздуха, подводимого по трубке 8. Мембрана прогибается, и при частоте вращения ротора двигателя 7000 об/мин (45%) запорный клапан полностью закрывается. Дренаж камер сгорания прекращается, давление в камере 12 уменьшается до атмосферного, и открывается перепускной клапан 10 для слива топлива из камеры 1 в камеру 12, откуда оно при снижении частоты вращения ниже 7000 об/мин выдувается по трубопроводу 9.

ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ
СИСТЕМ ТОПЛИВОПИТАНИЯ
И АВТОМАТИЧЕСКОГО РЕГУЛИРОВАНИЯ, ИХ ПРИЧИНЫ
И СПОСОБЫ УСТРАНЕНИЯ

Неисправности систем топливопитания и автоматического регулирования двигателя обнаруживаются обычно по их внешнему проявлению в виде нарушений в работе двигателя. Такими нарушениями могут быть;

незапуск двигателя;

неустойчивая работа на режиме малого газа;

велик заброс температуры газов при запуске;

зависание частоты вращения ротора;

неудовлетворительная приемистость;

двигатель не развивает максимальной частоты вращения ротора;

велика частота вращения ротора на максимальном режиме;

на режиме 94% (14 500 об/мин) не происходит повышения частоты вращения ротора при включении изолирующего клапана или происходит чрезмерный рост частоты вращения (более чем на 3,2%);

самовыключение двигателя;

колебание частоты вращения ротора на максимальном режиме.

Двигатель не запускается

Незапуск двигателя или несоответствие параметров, характеризующих запуск, нормам технических условий могут быть как из-за неисправностей электроагрегатов системы запуска, так и вследствие неисправностей или неправильной регулировки топливной аппаратуры.

Если двигатель недостаточно или вяло раскручивается электростартером, то причинами этого является либо недостаточная емкость аккумуляторных батарей, либо неисправности электроагрегатов (стартер, пусковая панель).

Причинами невоспламенения топливовоздушной смеси при запуске также являются неисправности системы зажигания. К таким неисправностям относятся отказ запальной свечи из-за выпадения центрального электрода и разрушения керамики с полупроводниковым покрытием, а также неисправности катушки зажигания или некачественное соединение проводов.

Если перед запуском двигателя при включении подкачивающего топливного насоса не гаснет лампочка сигнализатора на табло «Не запускай», то необходимо:

проверить регулировку датчика давления топлива;

заменить фильтрующий элемент фильтра низкого давления;

проверить исправность подкачивающего насоса;

убедиться в отсутствии засорений трубок воздухоотделителя в топливных баках самолета и при необходимости продуть трубки сжатым воздухом.

Если двигатель не запускается из-за отсутствия давления топлива во вспомогательном канале перед топливными форсунками, то нужно проверить регулировку тяг открытия стоп-крана и иглы распределителя этого агрегата.

Если двигатель не выходит на режим малого газа, то причинами этого могут быть неправильная регулировка клапана малого газа, клапана минимального давления или автомата запуска, а также нарушение тарировки тахометра или неисправность баростата.

Устранение перечисленных возможных неисправностей следует начинать с проверки тарировки тахометра и при небходимости его замены.

Для проверки исправности баростата следует запустить двигатель с включенным изолирующим клапаном. Если двигатель выйдет на режим малого газа, то необходимо баростат заменить.

После замены баростата требуется проверка и регулировка давления топлива за насосом. Для этого на ыходной штуцер устанавливается приспособление для измеренияния топлива за насосом и производится проливка топливной системы. После этого нужно занхттить двигатель, прогреть его и вывести на режим 94% (14 500 об/мин). Давление топлива за насосом должно быть 88...95,5 кгс/см² при атмосферном давлении 760 мм рт. ст.

Изменение атмосферного давления на ±10 мм рт. ст. изменяет давление топлива на 1 кгс/см².

В случае несоответствия давления топлива допустимому нужно отрегулировать давление за насосом регулировочным винтом анероиднон коробки баростата. При заворачивании винта на 1/8 оборота давление повышается на 2—3 кгс/см², при выворачивании — понижается.

Регулировка частоты вращения ротора двигателя на режиме малого газа производится регулировочным винтом 4, расположенным на дроссельном кране (см. рис. 112). Поворот регулировочного винта 4 по часовой стрелке уменьшает, а против часовой стрелки — увеличивает частоту вращения. 1/8 оборота винта изменяет частоту вращения ротора на 1,3...2% (200...300 об/мин). Допустимая частота вращения ротора на режиме малого газа на земле 36...39% (5550...6000 об/мин), на высоте 10 000 м — 74.8% (11 500 об/мин).

Регулировка частоты вращения высотного малого газа обеспечивается клапаном минимального давления, расположенным на дроссельном кране. При поворачивании регулировочного винта 9 по часовой стрелке частота вращения ротора двигателя уменьшается, против часовой стрелки — увеличивается. Один оборот винта соответствует 3,2...3,6% (500...550 об/мин) частоты вращения ротора двигателя при его работе на высоте 10 000 м. Увеличение подачи топлива при запуске двигателя обеспечивается регулировочным винтом 18 автомата запуска (см. рис. 108). который разрешается поворачивать по часовой стрелке не более чем на два оборота.

Неустойчивая работа двигателя на режиме малого газа

Неустойчивая частота вращения ротора двигателя на режиме малого газа обычно является следствием попадания воздуха в топливную систему и неплотной посадки седла клапана малого газа дроссельного крана, что приводит к неравномерной подаче топлива к форсункам.

Для устранения дефекта необходимо провести проливку топливного плунжерного насоса через клапан стравливания воздуха до появления ровной, чистой струи топлива без признаков наличия воздуха. Если проливка не привела к устранению неустойчивой работы двигателя (колебание значений параметров, хлопки), то необходимо заменить дроссельный кран.

Большой заброс температуры газов при запуске
двигателя

Повышенный заброс температуры газов при запуске двигателя может быть из-за частичного перекрытия входа воздуха в компрессор, неправильного показания термопар, увеличенной подачи топлива при запуске вследствие раннего вступления в работу основного контура форсунок при нарушении регулировки распределителя топлива или из-за заедания штока 12 (см. рис. 111) эксцентриковой втулки баростата.

Для устранения этой неисправности нужно:

убедиться в отсутствии посторонних предметов во входном канале самолета;

проверить правильность показаний термопар;

заменить распределитель топлива ЛУН-5200.05;

допустимый заброс температуры газов при запуске двигателя от аэродромного источника питания — не более 700°С, от бортовых аккумуляторов — не более 750°С;

заменить баростат. После замены баростата необходимо проверить давление топлива за насосом и при необходимости отрегулировать его.

«Зависание» частоты вращения ротора двигателя

Зависание частоты вращения ротора двигателя может происходить на земле и в полете, на различных режимах работы двигателя. Сущность этого дефекта заключается в том, что в процессе открытия дроссельного крана частота вращения, достигнув определенной величины, остается постоянной, несмотря на то, что перемещение РУД на увеличение режима продолжается. «Зависание» на различных режимах вызывается разными неисправностями. Наиболее характерными из них являются:

заклинивание во втулке иглы распределителя топлива вследствие попадания в зазор между ними посторонних частиц;

разрушение (прорыв) мембраны клапана автомата приемистости вследствие ее некачественного изготовления (подрезка» утонение материала) и снижения прочностных свойств в процессе эксплуатации из-за высоких температур подводимого воздуха. В настоящее время подводимый в мембранную полость воздух охлаждается в топливовоздушном теплообменнике;

нарушение герметичности воздушной полости автоматического распределителя топлива из-за усадки прокладки корпуса автомата приемистости или недостаточного подвода воздуха в эту полость вследствие ослабления затяжки гаек крепления трубки подвода воздуха к автомату приемистости. Недостаточный подвод воздуха к автомату приемистости может быть из-за появления трещин на трубке подвода воздуха вследствие воздействия вибрационных напряжений при наличии концентратора в месте припайки трубки к штуцеру, а также вследствие наличия остаточных напряжений, возникающих в материале трубки от подгибки при монтаже.

Недостаточный подвод воздуха к автомату приемистости может происходить также из-за замерзания влаги в трубке, обледенения и засорения воздушного фильтра, чему способствует скопление пыли и влаги в корпусе фильтра в результате неправильной установки чашки (дренажным отверстием кверху);

нарушение характеристики распределителя топлива по проливке — уменьшение расхода через основной канал. Это уменьшение является следствием усадки резиновых уплотнительных колец разъема корпуса распределителя с фигурной крышкой и втулки распределителя;

«зависание» максимальной частоты вращения ротора двигателя с подъемом на высоту происходит из-за изменения жесткости диафрагмы высотного компенсатора;

заедание золотника автомата приемистости распределителя топлива в положении на слив, попадание посторонних частиц под клапан ограничителя максимальной частоты вращения топливного насоса или под клапан баростата.

Во всех случаях «зависания» частоты вращения в полете необходимо включить изолирующий клапан, прекратить выполнение задания и произвести посадку, после чего выявить причину неисправности и устранить ее.

Из рассмотрения отказов топливной системы и системы регулирования можно сделать вывод, что большинство из них является следствием попадания в систему посторонних частиц.

Исследования и опыт эксплуатации показывают, что наибольшую опасность для топливной системы представляют частицы размером от 10 до 50 мкм, которых в агрегатах содержится всего 0,08...0,4% от общего количества посторонних частиц, не задерживаемых топливными фильтрами.

С увеличением наработки происходит значительное увеличение количества таких частиц. Поэтому регламентом технической эксплуатации предусмотрена периодическая проливка на батист плунжерных насосов для резкого уменьшения количества этих частиц в топливной системе двигателя.

Источниками загрязнения топлива являются:

механические примеси (до 0,005%) в самом топливе, не задерживаемые фильтром на входе;

продукты износа подвижных деталей агрегатов системы заправки и агрегатов топливной системы самолета;

механические частицы, попадающие через горловины топливных баков при заправке и через дренажную систему;

посторонние частицы, попадающие при выполнении регламентных работ, при демонтаже и монтаже агрегатов и трубопроводов топливной системы самолета и двигателя.

В частях, эксплуатирующих двигатели, необходимо строго выполнять требования по проливке плунжерных насосов, обеспечивать чистоту рабочих мест на участках работы с топливной аппаратурой и исключить возможность попадания посторонних частиц в топливную систему самолета и двигателя. Систематически контролировать чистоту полостей емкостей, магистралей и исправность средств заправки, обращая особое внимание на состояние каркасной сетки фильтра.

Неудовлетворительная приемистость двигателя

Приемистость двигателя является одной из весьма важных характеристик двигателя. Минимальное время достижения максимальной тяги необходимо для выполнения различных полетных задании и особенно при уходе на второй круг при посадке самолета.

С другой стороны, малое время приемистости может приводить к возникновению помпажа, особенно при поте на высоте 5000...7000 м, что вызывает повышенные динамические нагрузки на узлы и детали проточной части двигателя.

Помпаж двигателя при максимальной частоте вращения ротора способствует возникновению и развитию трещин крыльчатки компрессора, что при определенных условиях может приводить к ее разрушению.

Б процессе эксплуатации двигателей М701 возможны следующие нарушения приемистости:

увеличенное время приемистости с медленным ростом частоты вращения ротора в начале ее изменения;

увеличенное время приемистости на высотах более 6000 м с медленным ростом частоты вращения ротора в конце ее изменения;

уменьшенное время приемистости в полете на высоте;

помпаж двигателя при приемистости на высотах более 5000 м;

колебание максимальной частоты вращения ротора двигателя при приемистости на земле и в полете на высоте до 2000 м.

Увеличенное время приемистости с медленным ростом частоты вращения ротора двигателя в начале ее изменения обычно является следствием нарушения регулировки распределителя топлива. Уменьшение времени приемистости до норм технических условий производится путем отворачивания винта 14 (см. рис. 113) анероида распределителя топлива на 1/8...1/4 оборота, но не более 3/4 оборота. Если после этого время приемистости остается больше нормы, то следует заменить воздушный жиклер 23 автомата приемистости (поставить жиклер с диаметром, уменьшенным на 0,1...0,2 мм). Замена воздушного жиклера допускается с диаметром; отверстия в пределах 2,9...3,4 мм.

Увеличенное время приемистости на высоте с медленным набором частоты вращения в конце ее изменения также является следствием нарушения регулировки распределителя топлива. Для уменьшения времени приемистости необходимо заменить жиклер 23 автомата приемистости на жиклер с уменьшенным на 0,1...0,2 мм диаметром отверстия.

Уменьшенное время приемистости в полете на высоте выявляется обычно в виде неустойчивой работы двигателя при приемистости, т. е. в виде помпажа. Для обеспечения устойчивой работы двигателя необходимо завернуть регулировочный винт 14 анероида автомата приемистости на 3/4 оборота. Если неисправность не устранилась, то нужно заменить воздушный жиклер на жиклер с большим на 0,1...0,2 мм диаметром отверстия. При неустойчивой работе двигателя в конце приемистости на высотах 5000...7000 м необходимо повернуть винт 26 иглы взлета против часовой стрелки на 1,5...3 оборота, после чего проверить максимальную частоту вращения ротора двигателя в полете.

Колебание максимальной частоты вращения ротора двигателя при приемистости устраняется путем заворачивания иглы взлета не более чем на 3 оборота и путем регулировки дроссельного крана.

Отклонение максимальной частоты вращения ротора
двигателя от нормы технических условий

Отклонение максимальной частоты вращения ротора двигателя может быть следствием изменения плотности топлива, а также нарушения регулировки агрегатов из-за износа деталей и усадки пружин, а также попадания посторонних частиц под клапан ограничителя максимальной частоты вращения топливного насоса или под клапан баростата.

При изменении плотности топлива на 0,01 г/см³ максимальная частота вращения ротора двигателя изменяется на 35...40 об/мин. Плотность топлива в процессе эксплуатации может меняться в значительных пределах. Так, например, при изменении температуры на 20°С плотность топлива меняется на 0,016...0,02 г/см³. Кроме того, плотность топлива одной и той же марки, но разных партий может быть различной.

У двигателей М701 допустимый диапазон максимальной частоты вращения составляет 98,7...100,8% (15 200...15 520 об/мин). При несоответствии фактической частоты вращения ротора допустимой величине нужно произвести их регулировку винтом ограничителя частоты вращения, характеристика которого зависит от плотности топлива. 1/8 оборота регулировочного винта ограничителя соответствует 1...1,7% (150...250 об/мин) частоты вращения ротора двигателя.

Если частота вращения ротора двигателя не соответствует диапазону 98,7...100,8% на высотах более 6000 м, то регулировку следует производить винтом высотной компенсации, который разрешается поворачивать на величину ±8 оборотов от среднего положения. При этом необходимо учитывать регулировки, произведенные этим винтом ранее. Один оборот винта высотной компенсации изменяет максимальную частоту вращения в среднем на 10 об/мин.

Занижение максимальной частоты вращения ротора двигателя может также происходить по другим причинам:

рычаг дроссельного крана не доходит до упора;

недостаточная пропускная способность фильтрующего элемента топливного фильтра (загрязнение фильтра);

слабая затяжка гаек трубки подвода воздуха к автомату приемистости;

утечка воздуха из-за усадки прокладки автомата приемистости;

заедание золотника автомата приемистости распределителя топлива в положении «на слив»;

попадание посторонней частицы под клапан ограничителя максимальной частоты вращения ротора или под клапан баростата;

отказ топливного насоса (например, заедание сервопоршня).

Для восстановления максимальной частоты вращения необходимо проверить регулировку тяги управления дроссельным краном» осмотреть фильтрующий злемент топливного фильтра низкого давления, проверить затяжку гаек трубки подвода воздуха к автоматическому распределителю топлива и устранить обнаруженные недостатки.

В случае отказа топливного насоса следует заменить насос. При заедании золотника автомата приемистости автоматического распределителя топлива, попадании посторонних частиц под клапан ограничителя максимальной частоты вращения ротора двигателя или под клапан баростата необходимо включить изолирующий клапан, выяснить, какой узел не работает, и заменить неисправный агрегат.

Нарушение в работе изолирующего клапана

В эксплуатации при работе двигателя на режиме 94% (14 500 об/мин) при проверке работы изолирующего клапана имелись случаи, когда включение изолирующего клапана не приводило к увеличению частоты вращения ротора двигателя или вызывало повышение частоты вращения более чем на 3,2% (500 об/мин).

Отсутствие увеличения частоты вращения ротора двигателя при включении изолирующего клапана возможно по следующим причинам:

несрабатывание изолирующего клапана из-за замасливания контактов в соединениях проводов с изолирующим клапаном или пробивание изоляции катушки;

негерметичность изолирующего клапана;

засорение изолирующего клапана.

В случае замасливания контактов нужно очистить их, а при засорении — промыть изолирующий клапан.

Необходимо отметить, что признаком срабатывания изолирующего клапана является характерный щелчок при его включении.

Повышение частоты вращения ротора более чем на 3,2% является нарушением регулировки клапана предельного давления. Для устранения неисправности нужно вывернуть винт ограничителя предельного давления на пол-оборота.

Самовыключение двигателя

Самовыключение двигателя М701 из-за неисправности систем топливопитания и автоматического регулирования может происходить на всех режимах его работы, но наибольшую опасность представляет самовыключение при взлете самолета, когда у летчика вследствие малой высоты полета не хватает времени для принятия решения по обеспечению торможения самолета (в случае отказа на разбеге) или выбору площадки для посадки самолета.

Самовыключение двигателя на взлетном режиме обычно является следствием попадания посторонних частиц под клапан ограничителя максимальной частоты вращения топливного насоса.

В процессе работы двигателя этот клапан находится в постоянном движении, периодически открывая или прикрывая слив топлива из пружинной полости сервомеханизма насоса. Зазор между клапаном и его гнездом при этом колеблется в пределах 0,02...0,05 мм. Попадание под клапан посторонней частицы, соизмеримой с величиной зазора, приводит к невозможности его закрытия и постоянному нерегулируемому сливу топлива из пружинной полости сервомеханизма. В результате этого насос перестраивается на уменьшение производительности, что приводит к падению частоты вращения ротора и выключению двигателя.

Скорость и величина падения частоты вращения ротора двигателя при этом определяются размерами частицы, вызвавшей заклинивание клапана в открытом положении. Чем больше частица, тем более резко происходит падение частоты вращения и тем более вероятно выключение двигателя из-за срыва пламени в камерах сгорания.

Характерно, что включение изолирующего клапана в этом случае не предотвращает падения частоты вращения ротора и самовыключения двигателя.

Самовыключение двигателя при работе на режимах ниже взлетного происходит из-за попадания постороних частиц под клапан баростата, который так же, как и клапан ограничителя максимальной частоты вращения, при работе на этих режимах находится в постоянном движении, открываясь на величину 0,04...0,05 мм. Динамика возникновения отказа в этом случае такая же, что и самовыключение с взлетного режима, с той лишь разницей, что слив топлива из пружинной полости сервомеханизма насоса происходит через открытый клапан баростата, включением изолирующего клапана этот слив отключается и двигатель восстанавливает частоту вращения ротора. Самовыключение двигателя на переходных режимах может происходить как при даче, так и при уборке РУД.

При приемистости (дача РУД) причиной самовыключения является срыв пламени из-за переобогащения смеси в камерах сгорания вследствие заклинивания золотника автомата приемистости в положении закрытия слива из пружинной полости сервомеханизма насоса в связи с попаданием в зазор посторонней частицы или коррозии на рабочих поверхностях золотника и втулки клапана.

При резкой даче РУД клапан автомата приемистости не будет ограничивать темп подачи топлива в камеру сгорания, который значительно опережает темп увеличения расхода воздуха через двигатель. По этой же причине может происходить самовыключение двигателя при даче приемистости с включенным изолирующим клапаном, то есть с отключенным клапаном приемистости, а также при включении изолирующего клапана на повышенном режиме работы двигателя на высотах более 3000 м.

При резкой уборке РУД самовыключение двигателя происходит из-за срыва пламени вследствие переобеднения смеси в камерах сгорания, что возможно при сочетании ряда неблагоприятных факторов или при действии некоторых из них:

меньшей (по сравнению с ТУ) производительностью проливки через основной клапан распределителя топлива;

уменьшение производительности топливных форсунок из-за смолистых отложений на их деталях;

ухудшение распыла топлива из-за недостаточного зазора между корпусом и гильзой (например, при повышенном нагарообразовании);

сужение диапазона устойчивого горения в сторону более богатой смеси при увеличении высоты полета.

При резком закрытии дроссельного крана давление топлива за ним падает почти мгновенно, а частота вращения ротора вследствие значительной инерции ротора падает постепенно. Поэтому при дросселировании в камеру сгорания подается значительно большее количество воздуха и меньшее количество топлива, то есть происходит переобеднение смеси.

Степень переобеднения определяется величиной проливки топлива через основной канал автоматического распределителя, производительностью обоих каналов, качеством распыла топлива форсунками и гидравлическим сопротивлением каждой камеры сгорания. Поэтому переобеднение смеси в камерах сгорания одного двигателя различно, а в тех из них, в которых произойдет сочетание неблагоприятных факторов, оно может быть настолько сильным, что приведет к срыву пламени. При дальнейшем уменьшении частоты вращения через заглохшие камеры ввиду меньшего сопротивления проходит большее количество воздуха, чем через работающие. Такое перераспределение расхода воздуха приводит к переобогащению смеси в работающих камерах, что приводит к срыву пламени и в этих камерах сгорания.

Самовыключение двигателя с предварительной неустойчивой работой и повторяющимся падением частоты вращения ротора может происходить на любом режиме работы двигателя из-за заклинивания плунжеров топливного насоса. Заклинивание плунжеров происходит обычно в результате работы насоса на топливе с примесью воды. Вода, попадая в зазор плунжер — ротор насоса, нарушает керосиновую пленку, смазывающую поверхности деталей, что приводит к возникновению сухого трения между ними. В результате происходит схватывание с вырывом и наволакиванием материала ротора (бронзы) на поверхность стального плунжера.

Другой причиной заклинивания плунжеров является попадание в зазор между плунжерами и стенками плунжерных колодцев ротора насоса металлических частиц, являющихся продуктами износа трущихся деталей насоса или оставленных в полости насоса (заусенцы, стружка) при изготовлении или их ремонте.

Для предотвращения случаев заклинивания плунжеров топливных насосов из-за попадания воды в топливо необходимо тщательно контролировать заливаемое в баки самолета топливо и регулярно производить слив отстоя из фильтра низкого давления двигателя.

Самовыключение двигателя может происходить и в результате прекращения подачи топлива из-за полной выработки топлива или обмерзания обратных клапанов системы подачи топлива, входных сеток подкачивающих: насосов или фильтра низкого давления вследствие наличия в топливе кристаллов льда. Кроме того, прекращение подачи топлива в двигатель может быть следствием отказа топливного плунжерного насоса (например, из-за разрушения рессоры привода насоса) или отказа подкачивающего центробежного насоса ПЦР-1В из-за неисправностей электроцепи питания насоса или разрушения деталей гидравлической части насоса. Такие неисправности устраняются только заменой агрегатов.

Колебание частоты вращения ротора
на максимальном режиме

Колебание частоты вращения на максимальном режиме может происходить из-за увеличения сил трения в сопряженных деталях плунжерного насоса или наличия воздушных пробок в топливной системе. Амплитуда колебаний иногда достигает 1000 об/мин. Одновременно с колебаниями частоты вращения происходит колебание давления топлива и тяги двигателя. Период, колебаний может достигать 2 с.

При появлении дефекта для его устранения необходимо удалить воздух из топливной системы путем проливки насоса через клапан стравливания.

Колебание максимальной частоты вращения ротора двигателя может быть вызвано также нарушением регулировки ограничителя максимальной частоты вращения или нарушением регулировки дроссельного крана. Проверку регулировки дроссельного крана следует производить следующим образом. Вывести двигатель на режим n=14 500 об/мин и проверить давление топлива за насосом с помощью приспособления М701-09-991. Давление топлива должно быть 85...90 кгс/см² при атмосферном давлении 760 мм рт. ст. Вывести двигатель на максимальный режим и зафиксировать давление топлива. Постепенно заворачивая винт упора максимальной частоты вращения, проверить устранение колебаний частоты вращения. При этом максимальная частота вращения ротора не должна измениться. Заворачивание винта разрешается производить до тех пор, пока будет достигнута разница в давлении топлива при частоте вращения 94 и 100% не менее 15 кгс/см².

Другие причины, вызывающие колебание частоты вращения, связаны с неисправностями насоса и потому устраняются только заменой этого насоса.

Основные неисправности:

повышенное трение между пальцами и втулками корпуса наклонной шайбы, а также между регулировочной шайбой и корпусом насоса;

выработка полуосей и гнезд рычага клапана;

увеличение давления над мембраной с уменьшением давления топлива на выходе из насоса.

Физическая сущность возникновения колебаний частоты вращения ротора двигателя заключается в увеличении сил трения между деталями.

При работе на установившемся режиме на сервопоршне возникает определенный перепад давления топлива, и для перемещения сервопоршня необходимо изменение этого перепада, т. е. необходимо изменить величину открытия клапана.

Поскольку величина силы трения в узлах зависит от скорости перемещения деталей, в момент страгивания сервопоршня нужен больший перепад, а при движении — меньший. Как только сервопоршень стронулся, силы трения уменьшаются и имеющийся перепад давления на сервопоршне резко переводит поршень на изменение подачи топлива, проскакивая свое промежуточное положение. В результате частота вращения ротора двигателя изменяется на большую величину и для возвращения ее в нужное положение вновь нужно преодолеть силы страгивания, то есть вновь дать повышенный перепад давления на сервопоршень, что опять приводит к резкому движению поршня, при котором он вновь проскакивает необходимое положение. Возникает колебательный процесс в работе двигателя.

При обнаружении колебаний частоты вращения ротора двигателя нужно убедиться в правильности работы тахометра и только после этого устранять неисправность заменой топливного насоса.

ГЛАВА XIX. СИСТЕМА ЗАПУСКА ДВИГАТЕЛЯ

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Запуском называется неустановившийся процесс перевода двигателя из нерабочего состояния на минимально устойчивый режим работы — режим малого газа.

Система запуска предназначена для вывода неработающего двигателя на устойчивую работу в режиме малого газа.

Запуск двигателя на земле состоит из трех этапов.

Первый этап начинается от момента включения стартера до момента подачи в камеру сгорания и воспламенения в ней топлива. Раскрутка турбокомпрессора на этом этапе осуществляется только стартером.

Второй этап охватывает период от момента начала работы турбины до момента отключения стартера. Раскрутка ротора на этом этапе осуществляется как стартером, так и турбиной.

Третий этап начинается с момента отключения стартера (n»20%) и заканчивается моментом выхода двигателя на режим малого газа (n=36—39%). Раскрутка ротора двигателя на этом этапе осуществляется только турбиной.

Система запуска обеспечивает запуск двигателя на земле и в воздухе, а также продувку двигателя после неудавшегося запуска на земле для удаления скопившегося топлива.

Система запуска двигателя М701 электрическая, автономная, автоматическая. Последовательное включение всех электрических агрегатов, обеспечивающих запуск, а также подача топлива в камеру сгорания осуществляются автоматически с момента нажатия на кнопку «Запуск».

На самолете Л-29 система запуска двигателя М701 включает следующие основные агрегаты:

автоматическую панель запуска;

электростартер;

систему зажигания, включающую катушки зажигания и электрические свечи;

подкачивающий топливный насос ПЦР-1В;

сигнализатор давления СД-3 и табло Т-9;

автоматы защиты, реле и выключатели.

АВТОМАТИЧЕСКАЯ ПАНЕЛЬ ЗАПУСКА

Автоматическая панель запуска (рис. 116) предназначена для регламентации процесса запуска по времени. Устанавливается панель на откидном кронштейне, прикрепленном к нижней части двигательной перегородки самолета.

Панель запуска включает в себя автомат времени пуска, два силовых контактора, реле максимальной частоты вращения, блокировочное реле, реле запуска двигателя в воздухе и пусковое сопротивление.

Автомат времени пуска (АВП-1) предназначен для отработки временной последовательности цикла запуска. Он включает электродвигатель с центробежным регулятором частоты вращения, тормозную муфту, двухступенчатый червячный редуктор, блок программных шайб и микровыключателей. На самолетах Л-29 с двигателями М701с-500 установлены панели с циклом работы 17±1,5 с.

Цикл работы панели соответствует одному полному обороту программных шайб, приводимых во вращение электродвигателем через червячный редуктор. Программные шайбы через определенные промежутки времени замыкают и размыкают микровыключатели, которые обеспечивают соответственно включение и выключение агрегатов панели запуска и реле зажигания.

Главный силовой контактор предназначен для включения в работу электростартера через пусковое сопротивление на первом этапе запуска. Вспомогательный силовой контактор обеспечивает шунтирование пускового сопротивления для включения стартера на полное напряжение. Контакты вспомогательного контактора подключены параллельно пусковому сопротивлению.

Рис. 116. Электросхема запуска двигателя

Пусковое сопротивление ограничивает ток стартера в начале запуска, чем обеспечивается безударное включение муфты свободного хода.

Реле максимальной частоты вращения обеспечивает отключение питания электростартера, когда потребляемый стартером ток понизится до величины 100 А вследствие увеличения частоты вращения ротора двигателя.

Реле максимальной частоты вращения имеет две обмотки, через одну из них проходит ток на стартер, обеспечивая удержание реле в замкнутом положении. Вторая обмотка обеспечивает включение реле, находясь под током в течение 3 с. Блокировочное реле РП-2 исключает возможность запуска двигателя, минуя первые две ступени запуска. При возобновлении; питания включается только электродвигатель автомата времени, который, дорабатывая цикл, ставит все программные шайбы в исходное положение. Лишь только после этого может начаться новый запуск двигателя.

Реле запуска двигателя в воздухе ТКЕ-53ПД служит для отключения питания стартера при запуске двигателя в воздухе путем размыкания цепи обмотки главного контактора. Таким образом, при запуске двигателя в воздухе стартер выключается из работы, а раскрутка ротора двигателя обеспечивается за счет энергии набегающего воздушного потока.

Электрический стартер

Электрический стартер предназначен для раскрутки ротора двигателя при запуске на земле до частоты вращения, при которой мощность, развиваемая турбиной, становится достаточной для обеспечения выхода двигателя на режим малого газа.

Стартер представляет собой четырехполюсиый электрический двигатель закрытого типа с последовательным возбуждением. Обмотки полюсов стартера для уменьшения сопротивления соединены параллельно. Крепится стартер к корпусу входного устройства в передней части двигателя и закрывается снаружи обтекателем.

Стартер рассчитан на кратковременный режим работы и допускает три включения по 17 с с перерывами между включениями 2 мин. После трех включений требуется охлаждение в течение 30 мин.

Номинальное напряжение на клеммах стартера 27 В. При напряжении на клеммах 18 В, стартер обеспечивает раскрутку ротора двигателя до 22±2%.

Система зажигания

Система зажигания служит для преобразования низкого напряжения в высокое, подачи его на электроды свечей и создания мощной искры, обеспечивающей надежное воспламенение топлива при запуске. На двигателе М701 система зажигания является низковольтной и включает в себя коробку зажигания и свечи зажигания поверхностного разряда. В коробку входят два комплекта агрегата, состоящих из катушки зажигания, селенового выпрямителя, накопительного конденсатора и газонаполнительного разрядника.

Катушка зажигания служит для импульсного преобразования постоянного тока низкого напряжения в переменный ток высокого напряжения. Газонаполнительный разрядник предотвращает утечку электрического тока через сзечу поверхностного разряда, обеспечивая накопление электрических зарядов на накопительном конденсаторе.

Свечи поверхностного разряда предназначены для образования вдоль поверхности полупроводника искрового разряда, способного воспламенять топливо в камерах сгорания при запуске двигателя на земле и в лолете.

Отличительной особенностью свечей зажигания поверхностного разряда является то, что разряд в них происходит между электродами по рабочей поверхности изолятора, покрытой электропроводящим слоем. Свеча состоит из центрального и бокового электродов и полупроводника, находящегося между электродами в торцевой части.

Искровым промежутком свечи служит поверхность керамического изолятора между центральным и боковым электродами. На эту поверхность методом электроэрозии наносится распыленный слой из материала электродов. Этот слой при сгорании топлива выгорает. Предварительное включение катушки зажигания на свечу (раньше включения пускового топлива) в начале каждого запуска «тренирует» свечу, нанося вновь под действием искровых разрядов слой материала электродов на рабочую поверхность изолятора. При подаче напряжения к центральному электроду на поверхности полупроводника образуются токопроводящие мостики, по которым протекает ток. При этом полупроводник нагревается, сопротивление его уменьшается, а сила тока увеличивается. Температура полупроводника вследствие этого еще более повышается, достигая величины, при которой происходит термоионизация всей его поверхности. Это способствует образованию электрического разряда на поверхности полупроводника.

Подкачивающий насос

Подкачивающий насос ПЦР-1В установлен в топливной системе самолета в нижней части расходного бака и служит для создания давления топлива перед топливным насосом двигателя.

Насос центробежного типа с приводом от электродвигателя постоянного тока МП-100В1. Производительность насоса при противодавлении на выходе 0,7 кгс/см² не менее 2000 л/ч. Питание к двигателю насоса подается через автомат защиты сети (АЗС) «Двигатель» и автомат защиты сети «Насос».

Сигнализатор давления

Сигнализатор давления СД-3 предназначен для сигнализации наличия давления топлива, создаваемого подкачивающим насосом ПЦР-1В. При давлении топлива более 0,3 кгс/см² контакты сигнализатора давления размыкаются и лампочка на табло Т-9 «Не запускай» гаснет, сигнализируя тем самым, что можно производить запуск двигателя.

Автоматы защиты сети, реле и выключатели

Автомат защиты сети «Двигатель» расположен на главном электрощитке. При его включении обеспечивается электропитание АЗС вспомогательного электрощитка: «Приборы, тушение, панель», «Насос» и на двух АЗС «Зажигание».

Кнопка «Запуск» установлена на левом пульте передней кабины за рычагом управления двигателем. Она предназначена для включения в работу пусковой панели при запуске двигателя на земле и в полете.

Кнопка «Запуск в воздухе» служит для включения в работу пусковой панели при запуске двигателя в полете. Она расположена впереди на левом пульте. Красная лампочка на табло Т-9 «Запуск в воздухе» загорается при нажатии на кнопку «Запуск в воздухе» и сигнализирует включение в работу пусковой панели.

РАБОТА СИСТЕМЫ ЗАПУСКА

Запуск двигателя М701 на земле обычно производится от аэродромного подвижного агрегата типа АПА-7, подключаемого к борту самолета с помощью вилки, расположенной слева на подкосе рамы двигателя. Для подключения аэродромного источника питания к бортовой сети самолета должны быть включены на главном электрощитке самолета выключатель «Батарея», на вспомогательном щитке передней кабины АЗС «Наземный источник, табло» и выключатель «Сеть» в задней кабине.

Подключение аэродромного источника питания к бортовой сети осуществляется контактором аэродромного питания. При подсоединении аэродромного источника срабатывает реле, отсоединяя обмотку контактора бортового аккумулятора и размыкая цепь включения генератора. Возможность подключения цепи с неправильной полярностью исключается имеющимся в цепи выпрямителем.

Бортовая аккумуляторная батарея является аварийным источником питания и резервным при запуске двигателя. Включение батареи в бортовую сеть самолета осуществляется контактором аккумулятора, на обмотку которого напряжение подается при включенном выключателе «Батарея» через реле, выпрямитель и АЗС «Сеть».

Перед запуском двигателя необходимо включить все АЗС на дополнительном щитке (кроме запасного преобразователя), РУД и стоп-кран поставить в заднее крайнее положение. В задней кабине включить АЗС «Сеть». После подачи команды «К запуску» включить выключатель «Батарея» и по лампочке проверить подключение аэродромного питания, а затем проверить его напряжение. После команды «От двигателя» включить АЗС «Двигатель», нажать на 2 с кнопку запуска и полностью открыть стоп-кран.

При нажатии кнопки запуска вступает в работу пусковая панель: ток от плюса бортовой сети через АЗС «Двигатель», АЗС «Приборы, тушение, панель», кнопку запуска идет на клемму 2 пусковой панели и далее одновременно на двигатель автомата времени и через нормально замкнутые контакты первого микровыключателя на обмотку блокировочного реле. Реле срабатывает, и через его контакты напряжение подводится к микровыключателям 2, 3 и 4.

Через 1 с после нажатия на пусковую кнопку в результате вращении программных шайб замыкаются вторые контакты первого микровыключателя, пусковая кнопка шунтируется и может быть отпущена, так как питание двигателя автомата времени и блокировочного реле, подвод напряжения к микровыключателям 2, 3 и 4 осуществляется уже через АЗС «Панель» и клемму 3 пусковой панели.

С этого момента работа электросистемы запуска происходит без участия запускающего.

Почти сразу же после нажатия кнопки срабатывает второй микровыключатель, через его контакты ток подается к параллельной обмотке РМО-1 и от нее через обмотку вспомогательного контакта на минус (клемма 4). РМО-1 срабатывает, и через его замкнутые контакты, через пару нижних замкнутых контактов реле ТКЕ-53ПД ток подается к обмотке главного контактора и на минус. После срабатывания главного контактора ток от плюса (толстый провод) через главный контактор, пусковое сопротивление и последовательную обмотку РМО подается на стартер. Благодаря значительному падению напряжения на пусковом сопротивлении начальная скорость вращения ротора стартера невелика, что обеспечивает плавность его сцепления с ротором. двигателя.

Через 3 с после нажатия на кнопку запуска срабатывает четвертый микровыключатель и ток через средние замкнутые контакты реле ТКЕ-53ПД и клемму 1 пусковой панели подается на реле В-5. Контакты реле В-5 замыкаются, и ток подается на пусковые катушки. Происходит «тренировка» свечей.

Через 5 с после нажатия кнопки запуска срабатывает третий микровыключатель автомата времени, который включает вспомогательный контактор и подает напряжение на конец параллельной обмотки РМО-1.

Вспомогательный контактор своими контактами шунтирует пусковое сопротивление, напряжение на клеммах стартера и, следовательно, крутящий момент резко повышаются, происходит быстрое нарастание частоты вращения ротора двигателя. Давление топлива за насосом возрастает, открывается клапан запуска, и часть топлива поступает в камеры сгорания. При этом параллельная обмотка РМО-1 обесточивается, но РМО не разрывает своих контактов, так как удерживается последовательной обмоткой.

Топливо, поступающее во 2-ю и 6-ю камеры сгорания, воспламеняется, а затем пламя перебрасывается в остальные камеры сгорания.

В результате вступления в работу турбины и продолжающейся работы стартера частота вращения ротора двигателя быстро нарастает. Через 12 с после нажатия на пусковую кнопку происходит отключение системы зажигания.

При достижении ротором двигателя частоты вращения 20% ток, потребляемый стартером, уменьшается до 100 А. При этом контакты РМО-1 размыкаются. В результате размыкается цепь питания обмотки главного контактора и электростартер выключается. Раскрутка ротора двигателя до малого газа обеспечивается только одной турбиной.

Через 17±1,5 с с момента нажатия на кнопку программные шайбы, сделав полный оборот, возвращаются в исходное положение, все микровыключатели обесточиваются, так как цепь от клеммы 3 пусковой панели оказывается разомкнутой первым микровыключателем. Если даже РМО-1 не сработает, то в конце цикла работы панели обесточивается и стартер.

Работа системы при запуске двигателя в полете

При запуске двигателя в полете стартер не используется, так как частота вращения ротора при авторотацпи всегда больше частоты вращения, при которой отключается стартер.

Для запуска в полете необходимо РУД установить в положение малого газа, рычаг управления стоп-краном в положение «Закрыто», установить необходимую скорость снижения самолета в зависимости от высоты полета, ограничить до минимума расход электроэнергии, нажать на кнопку «Запуск в воздухе» на 2 с и открыть стоп-кран. При этом включается реле запуска двигателя в воздухе, отключающее подвод питания к стартеру, и напряжение поступает через АЗС «Двигатель», АЗС «Приборы, тушение, панель» на клемму 5 пусковой панели и далее на обмотку реле ТКЕ-53ПД. При нажатии кнопки загорается лампочка «Запуск в воздухе». Реле срабатывает, и напряжение подается ко всем микровыключателям. Ток через замкнутые средние контакты реле ТКЕ подается на реле В5, и начинают работать пусковые катушки, подавая напряжение к запальным свечам, которые воспламеняют топливо, поступающее из топливной системы двигателя. Кроме того, ток идет в обмотку блокировочного реле панели, замыкает его и через нормально замкнутые контакты первого микровыключателя поступает на двигатель автомата времени. Через 1 с срабатывает первый микровыключатель. Ток через АЗС «Панель» и замкнутые вторые контакты первого микровыключателя поступает на двигатель автомата времени и через блокировочные реле ко всем микровыключателям на зажигание и самоподпитку реле ТКЕ-53ПД.

При срабатывании второго микровыключателя ток в обмотку главного контакта не пойдет, так как разомкнуты нижние контакты реле ТКЕ-53ПД.

Когда панель отработает полностью, то первый микровыключатель разомкнётся и все агрегаты обесточатся.

ЛИТЕРАТУРА

Бугров Д. Е., Недавний И. И., Коровин И. П. Конструкция и эксплуатация газотурбинных двигателей учебно-тренировочных самолетов. М., ДОСААФ, 1977.

Двигатель М701с-500. Каталог. Прага.

Единый регламент технической эксплуатации самолета Л-29. М., 1982.

Инструкция летчику самолета Л-29 с двигателем М701с. М., Воен-издат, 1973.

Инструкция по эксплуатации двигателя М701с-500. Прага, 1967.

Конструкция и эксплуатация турбореактивных двигателей типа М701. Учебное пособие, М., ДОСААФ, 1973.

Кулагин И. И. Основы теории авиационных газотурбинных двигателей. М., Военнздат, 1967.

Самолет Л-29, устройство, эксплуатация. Учебное пособие. М., ДОСААФ, 1973.

Самолет Л-29. Руководство по летной эксплуатации. М., Воен-издат, 1983.

Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. Конструкция и расчет деталей. М., Машиностроение, 1965.

Теория реактивных двигателей. Рабочий процесс и характеристики. Под ред. Стечкина Б.С., М., Оборонгиз, 1958.

Техническая документация по самолету Л-29. ЧССР, 1973.

СОДЕРЖАНИЕ

Учебное издание

В. Т. Панченко, Ю. А. Кузьмин, И. П. Васильев, П. И. Деркаченко

УЧЕБНО-ТРЕНИРОВОЧНЫЙ САМОЛЕТ Л-29

Особенности конструкции и технического обслуживания

Редактор С. В. Аникина

Художественный редактор Т. А. Хитрова

Технический редактор В. А. Авдеева

Корректор О. С. Назаренко

Н/К

Сдано в набор 20.09.88. Подписано в печать 28.08.89.

Г-27Э71. Формат 84×108¹/₃₂. Бумага книжно-журнальная.

Гарнитура литературная. Пзчать высокая. Усл. п. л. 17,22.

Усл. кр.-отт. 17,22. Уч.-изд. л. 17,57. Заказ № 39.

Изд. № 2 6-522 Для внутриведомственной продажи. Цена 60 к.

Ордена «Знак Почета» Издательство ДОСААФ СССР 129110, Москва, Олимпийский просп., 22.

Областная книжная типография. 320091, Днепропетровск, ул. Горького, 20