Конструкция самолета ТУ-154М

Конструкция самолета ТУ-154М

 

Учебное пособие

 

 

Егорьевск 2011

 

Настоящее пособие предназначено в качестве дополнительного учебного материала для теоретической переподготовки к эксплуатации самолета Ту-154 М наземного студентов и инженерно-технического персонала по специальности «Техническое обслуживание самолета и двигателя

Содержание материала настоящего пособия основано на существующей эксплуатационной технической документации и практическом опыте эксплуатации самолета Ту-154 М.

 

 

1.ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ И ОСНОВНЫЕ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

 

Назначение и общая характеристика самолета

Самолет Ту-154 М принадлежит к магистральным самолетам 1-го класса для линий средней протяженности, для перевозки пассажиров,багажа, грузов с коммерческой нагрузкой до 18 т с крейсерской скоростью 850-900 км/ч.

СамолетТу-154М свободно несущий цельнометаллический моноплан с низко расположенным стреловидным крылом и стреловидным Т-образным хвостовым оперением, снабженный тремя двигателями Д-ЗОКУ-154, ВСУ ТА-6А (ТА–12) и трехопорным шасси.

 

Ресурс самолета 50000 л.ч, 20000 полетов,30 лет.

Межремонтный ресурс 18000 л.ч.,8000 полетов,15 лет.

 

1.1.1. Основные данные самолета

Геометрические:

- длина, м 47,9

- высота, м 11,4

- размах крыла, м 37,55

- площадь крыла, м² 201,45

- поперечное V крыла, град. -1°10'

- средняя аэродинамическая хорда крыла, м 5,285

- угол установки крыла, град +3

- угол стреловидности центроплана крыла по 1/4 хорды, град. 34,37

- угол стреловидности ОЧК крыла по 1/4 хорды, град. 35

- площадь горизонтального оперения, м² 42,22

- размах горизонтального оперения, м 13,4

- угол стреловидности горизонтального оперения, град. 40

- площадь стабилизатора, м² 32,29

- угол установки стабилизатора, град. от-3 до -8,5

- площадь вертикального оперения, м² 31,725

- размах вертикального оперения, м 5,65

- угол стреловидности вертикального оперения, град 45

- колея шасси, м 11,5

- база шасси (при необжатых амортизаторах), м 18,92

- база шасси (при обжатых амортизаторах), м 19,14

- длина фюзеляжа, м 41,857

- диаметр фюзеляжа, м 3,8

Массовые:

- максимальная рулежная масса, т. 100,5

- максимальная взлетная масса, т. 100,0

- максимальная посадочная масса, т. 80,0

- максимальная масса самолета без топлива, т. 74,0

- масса заправляемого топлива при централизованной заправке, т. 39,75

- дополнительная заправка в баки сверху, т. 2,0

 

 

Летные:

- передняя центровка на посадке и на взлете (шасси выпущены), %: 18…24

а) на взлете (шасси выпущено) 24

б) на посадке (шасси выпущено) 18

- средняя центровка, % 24…32

- зад. центровка: на взлете, в полете, при посадке (шасси убрано) 32…40

- центровка опрокидывания на "хвост", % 52,5

- центровка пустого самолета, % 49…50

Т. к. запас центровки очень мал, то после полета под хвостовую часть следует устанавливать опору (страховочную штангу).

- крейсерская скорость полета, км/ч. 850-950

- практический потолок, м 12000

 

Взлетные и посадочные:

- скорость отрыва самолета, км/ч. 270

- длина разбега, м 1215

- взлетная дистанция, м 2080

- посадочная скорость, км/ч. 230

- длина пробега, м 710

- посадочная дистанция, м 2300

Вопросы для самопроверки

Общая характеристика самолета.

Что называется центровкой самолета и от чего она зависит?

От чего зависит длина пробега самолета и чему она равна?

Каковы весовые данные самолета?

Планер самолета

К планеру самолета относятся крыло, фюзеляж, хвостовое оперение и гондолы двигателей.

 

Фюзеляж

Фюзеляж самолета служит для размещения экипажа, пассажиров, багажа, грузов и оборудования; к нему крепятся крыло, киль, двигатели и передняя опора шасси. Фюзеляж представляет собой цельнометаллическую конструкцию типа полумонокок, технологически состоящую из трех основных частей: передней (до шпангоута № 19), средней (между шпангоутами № 19 и № 66) и задней, хвостовой части (от шпангоута № 66 до концевого шпангоута № 83). Диаметр средней, цилиндрической части равен 3,8 м; передняя часть фюзеляжа скошена вниз для увеличения сферы обзора экипажа, задняя часть скошена вниз для увеличения угла тангажа самолета при взлете и посадке. Для поддержания внутри фюзеляжа нормальных условий по температуре и давлению при полетах самолета на больших высотах большая часть объема самолета выполнена герметичной, негерметичными являются: а) носовой отсек передней части фюзеляжа до герметичного шпангоута № 4, где размещена антенна радиолокатора; б) отсек, куда убирается передняя опора шасси; в) вырез под центроплан крыла; г) хвостовая часть фюзеляжа от полусферического гермошпангоута № 67а.

Герметичная часть фюзеляжа силовым полом разделена по высоте на две неравные части: а) верхнюю, где находятся пассажирские салоны; б) нижнюю, где находятся два багажных отсека и различные технические отсеки с оборудованием.

Входные двери для пассажиров и членов экипажа расположены с левого борта фюзеляжа, люки багажных отсеков - с правого борта, чтобы не мешать одновременной погрузке (выгрузке) багажа и посадки (высадке) пассажиров.

Люки для доступа в технические отсеки расположены либо в нижней, правой части фюзеляжа, либо в полу пассажирской и пилотской кабины.

 

Передняя часть фюзеляжа

Является самостоятельным технологическим отсеком, состыковывается со средней частью через разъемный шпангоут № 19, одна стенка которого принадлежит передней, а вторая - средней части фюзеляжа. В передней части расположены: по правому борту гардероб и туалет, по левому - передний буфет.

По правому борту снизу в районе шп. № 6 расположено гнездо для подключения ШРАП-400 - 3Ф, технический отсек № 1.

 

Средняя часть фюзеляжа

В средней части фюзеляжа расположены первый и второй пассажирский салоны, багажные помещения (под полом), два туалета (между шп. 64 -66), служебное помещение и задний вестибюль. В средней части фюзеляжа между шпангоутами №41 и № 49 имеется вырез под центроплан крыла (в подпольной части фюзеляжа), сзади и спереди которого расположены технический отсек № 3 и багажные помещения №1 и № 2, за шп. № 19 в техническом отсеке № 2.

Хвостовая часть фюзеляжа.

От шпангоута № б7а фюзеляж является негерметичным отсеком. Пространство от шпангоута № б7а до шп. № 74 занимает технический отсек № 5, доступ в который осуществляется через люк снизу на фюзеляже. В техническом отсеке № 5 расположены s-образный канал воздухозаборника среднего двигателя, агрегаты источников давления гидросистем, ИМАТ, баллоны системы тушения пожара, агрегаты системы кондиционирования воздуха, панель наземных проверок СКВ и др. агрегаты. Пространство между шп. № 72-74 в тех отсеке отделено титановыми перегородками и образует отсек ВСУ и отсек выхлопной трубы ВСУ.

Размещение ВСУ в тех отсеке № 5 выполнено из соображений сохранения цен

тровки переваливания на хвост при увеличенных размерах и массы двигателей в хвостовой части фюзеляжа, а также для облегчения технического обслуживания ВСУ.

ВСУ имеет одну створку воздухозаборника, расположенную снизу на фюзеляже. Выхлопная труба ВСУ также закрывается створкой, размещенной под пилоном правого двигателя. Доступ в отсек ВСУ осуществляется через две съемные панели между шп. № 72…74 слева и справа по борту и через две съемные панели со стороны отсека среднего двигателя. Доступ в отсек выхлопной трубы осуществляется через панель со стороны отсека среднего двигателя.

Створка ВСУ и створка МВУ открываются электромеханизмами, которые управляются главным выключателем на панели управления ВСУ. При установке главного выключателя в положение " ЗАПУСК ", одновременно открываются обе створки, и загорается зеленое табло " СТВОРКИ ОТКРЫТЫ ". Когда створки полностью откроются, то загорится зеленое табло " ГОТОВ К ЗАПУСКУ ", при условии, что отбор воздуха от ВСУ выключен. При выключении ВСУ зеленое табло " СТВОРКИ ОТКРЫТЫ" будет гореть пока хотя бы одна из створок не закроется полностью.

В хвостовой части фюзеляжа, внизу, в районе шп. 72 установлен узел для крепления хвостовой штанги, предохраняющей самолет от переваливания на " хвост ". Штанга введена в состав бортового имущества и перевозится на самолете в служебном помещении рядом со складной лестницей.

 

Остекление

Остекление фюзеляжа состоит из остекления пассажирских салонов и пилотской кабины. Остекление пассажирских салонов в виде окон, выполненных из тройных органических обогреваемых стекол с воздушными промежутками для теплозвукоизоляции. Размеры окон 250x350 мм. Толщина наружного стекла 10 мм, среднего 4 мм и внутреннего 2 мм. Общая толщина пакета 50 мм. По правому борту расположено 42 окна, по левому – 45, с шагом 500 мм.

Остекление пилотской кабины состоит из двух рядов стекол: в верхнем ряду находятся одинарные органические стекла, в нижнем - силикатные тройные и органические двойные. Оно обеспечивает комфорт, освещение и обзор передней полусферы для пилотов. Передние три центральные стекла - силикатные, триплексные с электрическим пленочным обогревом 200 В 400 Гц. За силикатными стеклами нижнего ряда следуют сдвижные форточки, имеющие двойное остекление и боковые стекла. Воздушные промежутки двойных стекол соединены трубками с осушительными патронами, предотвращающими запотевание стекол.

Сдвижные форточки перемещаются по направляющим рельсам (верхнему и нижнему) назад, в закрытом положении фиксируются ручкой, прижимаясь к резиновому уплотнению проема фонаря кабины. Все стекла вставляются изнутри и крепятся к каркасу болтами и винтами с помощью прижимных профилей и рамок.

 

Двери

Две входные двери расположены по левому борту фюзеляжа между шпангоутами № 12…14, № 34…36, служебная дверь - по правому борту между шпангоутами № 31…33. Они открываются наружу и сдвигаются вперед к носу самолета. Конструктивно выполнены аналогично, отличаются лишь габаритными размерами и количеством замков.

Состоят из штампованной чащи, дюралюминиевых балок, внутренней и внешней обшивки, остекления. Подвешиваются к фюзеляжу с помощью кривошипа и двух верхних тяг. На кривошипе имеется фиксатор открытого положения двери и устройство, позволяющее регулировать положение двери относительно проема, фюзеляжа. Герметизация двери достигается двумя резиновыми профилями. По контуру двери расположены 12 (служебной - 8) поворотных замков с роликами. Опорные площадки замков расположены в окантовке дверного проема против каждого замка. Они имеют наклонную площадку (дверь притягивается) и прямую площадку (дверь закрыта). Все замки соединены между собой цепочкой регулируемых тяг с механизмом управления. Длину тяг можно регулировать в пределах 10 мм. Механизм управления служит для управления замками наружной и внутренней рукоятками. Внутренняя рукоятка имеет механический фиксатор крайних положений. Стопор управляется гашеткой на ручке. Для визуального контроля положения стопора на рукоятке имеется указатель. Внутренняя рукоятка снимается со стопора и поворачивается при пользовании наружной ручкой. Дополнительно внутренняя ручка имеет пружинный фиксатор, по положению которого контролируют закрытие на ключ наружной ручки. Фиксатор управляется флажком, который имеет два положения: полетное - горизонтальное, на стоянке - вертикальное. Для открытия и закрытия дверей наружными ручками необходимо нажать на поворотную крышку, чтобы взяться за ручку, потянуть ее на себя и повернуть вниз или вверх для открытия или закрытия. Наружные ручки задней входной и служебной дверей закрываются ключевой вставкой изнутри кабины, а ручка передней входной двери гнездо под ключ имеет на внешней обшивке двери.

Механизм автоматического стопорения замков дверей в полете исключает возможность открытия замков входных и служебной дверей на высоте 350 м, когда перепад давления между кабиной и атмосферой достигает 0,025 ±0,005 кгс/см². Механизм состоит из корпуса с крышкой, резиновой диафрагмы и двух металлических мембран. К диафрагме гайкой крепится стакан, а к крышке болтами втулка. Свободный конец стакана выходит наружу через втулку. Этот конец имеет кольцевую проточку, а втулка - пазы. В проточках стакана и в пазах втулки поступательно перемещается вильчатая тяга, связанная с ручками. При достижении заданного перепада давления диафрагма прогибается, стакан перекрывает пазы втулки и вильчатая тяга становится зажатой, что не позволяет перемещаться внутренней ручке. Ход стакана составляет 5 мм. Заборник воздуха из кабины находится в нижней части крышки, а из атмосферы в нижней части двери на внешней обшивке. К заборнику из атмосферы может присоединятся переходник КПУ-3 при наземной проверке.

Входные и служебные двери обогреваются горячим воздухом от системы кондиционирования. Переключатель "ОБОГРЕВ ДВЕРЕЙ" расположен в верхней части пульта бортинженера.

 

Аварийные выходы

Аварийный выход первого салона расположен по правому борту между шпангоутами № 19…21, аварийные люки на крыло по бортам фюзеляжа между шпангоутами № 44…45, № 47…48. Аварийные выходы второго салона по бортам фюзеляжа между шпангоутами № 61…63. Они открываются внутрь фюзеляжа, имеют штыревые или улиточные замки, управляемые ручками. Узлов навески не имеют. Имеют защелки, которые фиксируют наружные ручки от открытия на земле.

Грузовые двери для буфета-кухни расположены по правому борту, шп. № 32…34. Двери багажников расположены в нижней части фюзеляжа справа между шпангоутами № 25…28, № 57…60.

Крышки технических люков № 1, № 2, № 5 расположены снизу на обшивке фюзеляжа. Они открываются внутрь фюзеляжа и имеют наружные ручки, управляющие штыревыми замками. Рядом с ручкой имеется гнездо под ключ для закрытия ручки. Ручка багажника № 2 закрывается откидным зализом, который в свою очередь фиксируется замком.

 

Дренаж фюзеляжа

Нижние отсеки фюзеляжа сообщаются с атмосферой семью отверстиями диаметром 6 мм расположенным в районе шпангоутов № 4…5, 13…14, 18…19, 20…21, 49…50.

 

Сигнализация дверей и люков

Сигнализация позволяет контролировать закрытое положение замков дверей и люков и положение защелок на дверях и аварийных люках. Имеется общая и раздельная сигнализация. Два красных табло общей сигнализации " К ВЗЛЕТУ НЕ ГОТОВ " расположены на козырьках левой и правой приборных досок пилотов. Двадцать пять светосигнальных табло желтого цвета расположены в верхней части пульта бортинженера. Табло на замок каждой двери и люка и защелки на каждую дверь и аварийный люк. Сигналы на табло поступают от концевых выключателей, установленных в окантовках проемов дверей и люков. Концевой выключатель багажника № 2 при открытом люке блокирует запуск двигателя № 3. Замок откидной части зализа крыла подключен к сигнализации замка люка багажника.

Табло сигнализации дверей и люков могут выполнятся в буквенном и цифровых видах.

Если дверь не закрыта на замки ручкой, горят красные табло"К ВЗЛЕТУ НЕ ГОТОВ", а у бортинженера желтое табло "ЗАМКИ" соответствующей двери или аварийного люка.

Если флажок-фиксатор стоит вертикально, горят красные табло"К ВЗЛЕТУ НЕ ГОТОВ", а у бортинженера желтое табло "ЗАЩЕЛКА" соответствующей двери или аварийного люка.

Дополнительно над входными и служебной дверью установлены красные табло "ЗАМКИ ", "ЗАЩЕЛКИ". АЗС системы сигнализации дверей и люков на правой панели АЗС с надписью "ТРАНСПАРАНТЫ".

 

Крыло

Крыло служит для создания подъемной силы и обеспечивает поперечную устойчивость самолета; внутренний объем используется для размещения топлива. К крылу крепятся основные опоры шасси, взлетно-посадочная механизация (закрылки, предкрылки, интерцепторы) и поверхности поперечного управления самолетом (элероны, элероны- интерцепторы).

Крыло кессонной (моноблочной) конструкции, стреловидной формы, состоит из трех частей: центроплана (от нервюры № 0 до № 14) и двух отъемных частей

(ОЧК - от нервюры № 14 до № 45). Центроплан имеет стреловидность 41°, а по ОЧК-35°.

Центроплан и ОЧК состоят из силового кессона, носовой и хвостовой частей. Силовыми элементами кессона являются: три лонжерона, стрингеры, обшивка;

поперечный набор составляют нервюры. Три лонжерона балочной конструкции, стрингеры двутаврового и Z-образного сечения. Обшивка переменной толщины:

плавно уменьшается от 6 мм в корневой части крыла до 2 мм в концевой. Нервюры имеют балочную конструкцию. Нервюры № 11, № 13, № 14 усилены, так как на них передается нагрузка от главных опор шасси. Усиленные нервюры размещены

в узлах крепления механизации крыла. Нервюры № 3, № 14, № 45, ограничивающие баки, выполнены герметичными, остальные имеют вырезы в стенках для уменьшения массы и возможности перетекания топлива по объему бака.

Центроплан соединяется с ОЧК по разъемной нервюре № 14 фитинговым (болтовым) соединением, а также каждый стрингер и полка лонжерона заканчиваются стыковочным элементом, соединенном болтами.

Стыковка центроплана с фюзеляжем осуществляется по шпангоутам № 41, № 46, № 49, к которым болтами крепятся три лонжерона в стыке крыла.

В стыке крыла с фюзеляжем установлен зализ. Зализ состоит из несъемных носовой и хвостовой частей и съемной средней панели. Хвостовая часть зализа по правому борту фюзеляжа сделана частично откидной в связи с размещением здесь люка багажника № 2.

Герметизация баков-кессонов производится в три этапа: внутришовная, внешовная и поверхностная. Герметики УТ-32, У-ЗОМЭС наносятся на поверхности склепываемых листов обшивки, болтовые и заклепочные швы - кистевым покрытием, а вся внутренняя поверхность бака покрывается тонким слоем жидкого герметика УТ-32 путем двукратного полива. Сверху для доступа в баки имеются на крыле съемные панели, закрепленные болтами.

 

 

Крыло самолета

1.- съемный носок №1 центроплана; 2.- съемный носок №2 центроплана; 3.- предкрылок центроплана; 4.- предкрылок ОЧК; 5.- концевой обтекатель крыла; 6.- хвостовая часть №4 ОЧК; 7.- элерон; 8.- хвостовая часть №3 ОЧК; 9.- аэродинамическая перегородка; 10.- хвостовая часть №2 ОЧК; 11.- элерон-интерцептор; 12.- хвостовая часть №1 ОЧК; 13.- внешний закрылок; 14.- внешний интерцептор; 15.- аэродинамическая перегородка; 16.- внутренний интерцептор; 17.- внутренний закрылок; 18.- хвостовая часть центроплана.

 

Носок центроплана создает аэродинамический профиль, крепится болтами к переднему лонжерону крыла. Носок центроплана обогревается горячим воздухом. Внутри носка размещены агрегаты высотного оборудования: ВВР и ТХУ, а с правой стороны имеются агрегаты централизованной заправки самолета топливом.

Хвостовая часть центроплана крепится к заднему лонжерону заклепками. Внутри хвостовой части на верхней поверхности имеется люк для доступа к спасательному плоту.

Сверху на обшивке крыла имеются аэродинамические перегородки, снизу подкрыльевые балки навески закрылков, закрытые обтекателем, в котором установлен аэронавигационный огонь БАНО-62, в задней части обтекателя имеются статические разрядники.

 

Механизация крыла

Закрылки

Закрылки служат для улучшения взлетных и посадочных характеристик. Они выполнены выдвижными, двух щелевыми. Одна щель образуется между закрылком и крылом, другая между дефлектором и основной частью закрылка. Выдвижные закрылки характерны тем, что при выпуске они сдвигаются назад и, следовательно, увеличивается не только кривизна профиля, но и площадь крыла.

При взлете самолета закрылки отклоняются на угол 28°; при посадке закрылки отклоняются на угол 36° или 45°.

По размаху крыла закрылки делятся на внутренние и внешние. Внутренние закрылки расположены на центроплане между бортами фюзеляжа и гондолами главных опор шасси; внешние части закрылка на ОЧК от разъемов крыла до элеронов.

Каждый закрылок состоит из дефлектора и основной части. Дефлектор состоит из лонжерона, нервюр и обшивки. Снизу на дефлекторе крепится каретка, ролики которой опираются на верхнюю полку рельса, закрепленного к основной части закрылка, к дефлектору крепится рычажный механизм. Основная часть закрылка состоит из двух лонжеронов, нервюр и обшивки.

Закрылок подвешивается на крыле с помощью рельсов, жестко закрепленных на основной части, и кареток, установленных на крыле, в подкрыльевых балках. Балка крепится кронштейнами к среднему и заднему лонжеронам крыла. Внутренние закрылки имеют по два таких узла навески, внешние по три.

Перемещение закрылков осуществляется с помощью винтовых подъемников, закрепленных на заднем лонжероне крыла. Гайки подъемников крепятся к шкворням на закрылке. Внутренние и внешние закрылки имеют по два винтовых подъемника.

 

Предкрылки

Предкрылки предназначены для увеличения коэффициента подъемной силы путем предотвращения срыва потока на верхней поверхности носовой части крыла на больших углах атаки.

Предкрылки выпускаются на взлете и при посадке на 22°. Они расположены вдоль передней кромки крыла от нервюры № 7 центроплана до конца ОЧК и делятся на 5 секций (1 внутренняя, 2 средних и 2 внешних). Внутренние предкрылки расположены на центроплане, средние и внешние - на ОЧК.

Предкрылок состоит из нервюр, стрингера, наружной и внутренней обшивок, законцовочных профилей, изготовленных из дюралюминиевых сплавов.

Внутренний предкрылок и каждая секция среднего и внешнего предкрылка подвешены к крылу на двух узлах навески. Каждый узел состоит из рельса и каретки. К предкрылку крепится рельс, который обкатывается по роликам каретки, закрепленной на переднем лонжероне крыла.

Перемещение предкрылка осуществляются винтовыми подъемниками, шарнирно закрепленными на переднем лонжероне крыла и связанными с предкрылком. Каждый предкрылок имеет два винтовых подъемника.

Внутренний предкрылок и обе секции внешнего предкрылка имеют электрообогрев, обогрев секций среднего предкрылка отсутствует.

 

Интерцепторы

Интерцептор представляет собой подвижный элемент верхней поверхности хвостовой части крыла. Отклоняясь вверх над крылом, интерцептор вызывает срыв потока на верхней поверхности крыла, что влечет за собой уменьшение подъемной силы и увеличение сопротивления крыла.

На каждой половине крыла установлено по три интерцептора - внутренний, средний и элерон-интерцептор.

Внутренние интерцепторы используются для торможения самолета при пробеге его по ВПП. Они расположены на центроплане от борта фюзеляжа до гондол главных опор шасси, отклоняются вверх на 50°.

Средние интерцепторы применяются торможения самолета при пробеге, а также для нормального или экстренного снижения в полете. Средние интерцепторы расположёны на ОЧК от разъема крыла до элерон-интерцепторов. Средние интерцепторы разделены на два одинаковых по величине отсека, отклоняются вверх от 0° до 45°.

Элерон-интерцепторы предназначены для поперечного управления самолетом совместно с элеронами. Этот интерцептор расположен между нервюрами № 22-29 ОЧК, отклоняется вверх от 0° до 45°.

Интерцептор состоит из лонжерона, нервюр, верхней и нижней обшивки, законцовочного профиля и диафрагм.

Внутренний интерцептор подвешивается к крылу на пяти узлах, элерон-интерцептор и каждая секция среднего интерцептора - на трех узлах;

Внутренний интерцептор отклоняется гидравлическим цилиндром, средний интерцептор - двумя рулевыми приводами РП-59. Элерон-интерцептор отклоняется тремя рулевыми приводами: одним РП-57 и двумя РП-58.

 

Элероны

Элероны совместно с элерон-интерцепторами обеспечивают поперечную управляемость самолета, отклоняется вверх-вниз на 20°.

Элерон состоит из лонжерона, нервюр, обшивки и законцовочного профиля. На внутренней торцовой нервюре установлен стальной кронштейн, который при отклонении элерона вверх на 1°30' включает в работу систему управления элерон-интерцептора.

Элерон подвешивается к крылу на четырех узлах навески.

 

Гондола главной опоры шасси

Гондолы являются обтекателями главных опор шасси в убранном положении, они расположены за передним лонжероном центроплана между нервюрами № 10…14.

Силовой набор гондолы состоит из шпангоутов, двух лонжеронов, стрингеров и обшивки.

Нижний вырез гондолы закрывается щитком, двумя передними створками и двумя задними створками. Щиток закреплен тремя хомутами на подкосе главной опоры шасси и перемещается вместе с ним.

Передние и задние створки крепятся шарнирно к узлам на лонжеронах гондолы. Передние створки имеют по два узла, задние створки - по четыре узла навески.

Крепление гондолы к центроплану осуществляется болтами при помощи угольников, установленных на верхней и нижней панелях центроплана по бортам гондолы, а также - заклепками при помощи угольников, расположенных на стенке заднего лонжерона центроплана.

 

Хвостовое оперение

Хвостовое оперение стреловидное, Т - образной конструкции, состоит из вертикального оперения и горизонтального. Вертикальное оперение включает в себя киль, форкиль и руль направления (РН).

Киль обеспечивает путевую устойчивость самолета. Впереди киля установлен форкиль. Киль кессонной конструкции: имеет три лонжерона, стрингеры, нервюры и обшивку. Сверху к заднему лонжерону киля крепится узел навески стабилизатора, на среднем лонжероне киля закреплен рельс, который является промежуточной опорой стабилизатора. На переднем лонжероне киля установлен подъемник стабилизатора. К переднему лонжерону киля крепится съемный носок, на заднем лонжероне закреплены четыре кронштейна навески руля направления. Узлы навески стабилизатора закрыты обтекателем передняя и задняя часть которого выполнена из дюралюмина, а задняя из стеклоткани. Киль крепится по опорной к шпангоутам фюзеляжа № 72…78.

Руль направления служит для путевой управляемости самолета. Он однолонжеронной конструкции с сотовым наполнителем залонжеронной части, имеет четыре узла навески к килю. Руль направления отклоняется влево - вправо на 20° с помощью рулевого привода РП-56.

Стабилизатор обеспечивает продольную устойчивость и балансировку самолета. Он может переставляться в диапазоне от -3° до -8,5° относительно СГФ (строительная горизонталь фюзеляжа) или 0 … -5,5 по индикатору ИП-33.

Стабилизатор состоит из центроплана и двух отъемных частей. По конструкции аналогичен килю. На среднем лонжероне центроплана стабилизатора закреплены две пары роликов, опирающихся на рельс киля; к переднему лонжерону крепится винт подъемника. К переднему лонжерону отъемных частей крепятся съемные носки, имеющие воздушный обогрев; к заднему лонжерону семь кронштейнов навески руля высоты, а восьмая опора в концевом обтекателе стабилизатора.

Руль высоты служит для продольной управляемости самолета. Он состоит из двух половин, не связанных между собой. Каждая половина выполнена аналогично рулю направления, подвешена к стабилизатору на восьми узлах. Руль высоты отклоняется вверх на -25°, вниз на +20° двумя рулевыми приводами РП-56.

 

 

Гондолы двигателей

Гондолы двигателей служат для размещения двигателя, его агрегатов и элементов других систем. Конструкция гондолы образует плавные аэродинамические контуры, направляет воздух в компрессор, защищает двигатель от пыли, грязи, атмосферных осадков и механических повреждений.

Гондолы двигателей № 1 и 3 состоят из следующих основных частей:

- передней части гондолы (шпангоуты № 0…2);

- вспомогательной конструкции кессона (шпангоуты № 2…6);

- кессона (шпангоуты № 6…10);

- хвостовой части гондолы (шпангоуты № 10…12).

Гондола закрывает не весь двигатель, а только его переднюю часть до реверсивного устройства.

В передней части гондолы в носке воздухозаборника установлен коллектор противообледенительной системы, представляющий собой трубу с отверстиями для выхода воздуха. Канал воздухозаборника имеет перфорированную конструкцию для снижения уровня шума.

Вспомогательная конструкция кессона служит для придания основному каркасу обтекаемой формы, крепления передней части гондолы и навески створок.

Кессон крепится к фюзеляжу призонными конусными болтами к силовым балкам по шпангоутам № 67 и 70. Хвостовая часть гондолы в нижней части имеет съемную крышку для демонтажа двигателя.

 

Крепление двигателя

Каждый двигатель крепится в гондоле к кессону или в фюзеляже к силовым шпангоутом в двух плоскостях. Двигатели установлены под небольшим углом к вертикали с целью исключения их раскачки.

В передней плоскости находятся три узла навески: 2 подкоса стабилизатора и центральный эксцентриковый штырь на кронштейне, который воспринимает тягу. Подкосы вертикальные и боковые нагрузки. Эксцентриковый узел позволяет регулировать двигатель в мотогондоле. При повороте вправо на 20°, 40°, 80° двигатель смещается вправо соответственно на 2, 4, 5 мм, а также назад на 0,5; 1,5; 3 мм. В задней плоскости один узел навески. Он воспринимает вертикальные и боковые нагрузки и смягчает их своим амортизатором. Узел навески имеет шарнир, который не препятствует осевому перемещению задней подвески двигателя при его тепловом расширении. Подкосы амортизатора могут регулироваться по вертикали, по длине. Зазор между двигателем и кромкой воздухозаборника 10±3 мм, зазор между двигателем и мотогондолой 10 мм, а у 2-го двигателя 20 мм.

 

Вопросы для самопроверки

1. Зона герметизации фюзеляжа. Как выполнена герметизация обшивки, дверей, люков и окон?

2. Из чего состоит система запирания замков?

3. Для чего служит механизм автоматического стопорения замков, когда он срабатывает?

4. Как открыть переднюю входную дверь снаружи?

5. Как осуществляется сигнализация открытого положения дверей и люков?

6. Характерные дефекты системы сигнализации дверей и люков?

7. Перечислите силовые элементы кессона центроплана.

8. Как выполнено соединение частей крыла между собой?

9. Как выполнено крепление центроплана к фюзеляжу?

10. Какие средства механизации имеет крыло и каково их назначение?

11. С какой целью стабилизатор в полете переставляется?

 

ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА

Топливная система самолета Ту-154М делится на ряд функциональных систем, которые обеспечивают: хранение топлива, измерение количества топлива, измерение температуры топлива в баке № 3, подачу топлива к двигателям, основную и резервную перекачку топлива, подачу топлива к ВСУ, дренаж топливных баков, заправку самолета топливом.

Сорта топлива, используемые для заправки: Т-1, ТС-1, Джет А, Джет А – 1. Допускается смешивание этих топлив. Щиток управления топливной системой на пульте бортинженера.

Хранение топлива на самолете в топливных баках-кессонах. Расположенных в центроплане (Б№ 1, Б№ 4, Б№ 2л, Б№ 2пр) и в отъемных частях крыла (Б№ 3л, Б№ 3пр).

В баке №1 размещается 3300 кг топлива (невырабатываемый остаток в расходном отсеке – 150 кг). Из бака № 1 топливо поступает к двигателям и ВСУ, поэтому он называется расходным.

В баке № 4 размещается 6600 кг (невырабатываемый остаток – 60 кг).

Баки № 2 по 9500 кг (невырабатываемый остаток – 60 кг).

Баки № 3 по 5425 кг (невырабатываемый остаток – 200 кг).

Суммарное количество топлива 39750 кг (49637 л) при плотности топлива 0,8 г/см³, это количество при централизованной заправке, поэтому разрешается ещё залить 2000 кг через верхние заливные горловины баков № 2 и № 3 (только в баках № 2 и № 3 имеются сверху заливные горловины типа «нажми»). В нижних точках баков имеются клапаны слива отстоя. Всего их 8 штук: в баках № 2 и № 3 по одной точке слива и по две точки слива топлива из баков № 1 и № 4. Слив всего топлива из баков осуществляется через магистральный кран слива. Он расположен по правому борту фюзеляжа шп. № 50.

Доступ в баки № 1 и № 4 осуществляется через люки – лазы в переднем и заднем лонжероне крыла, а в баки № 2 и № 3 – через верхние съемные панели.

Контроль за количеством топлива ведется двумя способами:

- по мерным магнитным линейкам на каждом баке (этот способ не требует электропитания на самолете);

- по указателям топливомера в баках (топливомер входит в комплект системы управления и измерения топлива – СУИТ 4-1Т).

Для работы топливомера необходимо наличие на борту переменного и постоянного тока. Надо включить выключатель "Топливомер" на пульте бортинженера и считывать показания с указателей. Указатели баков № 2 и № 3 двухстрелочные (контроль в левой и правой половинах крыла), по указателю бака № 1 контролируется количество топлива в баке № 1 и суммарное количество топлива на самолете. На правой приборной доске пилотов имеется указатель суммарного количества топлива.

При эксплуатации самолета на топливе Jеt А и его аналогов следует следить за температурой топлива в баке № 3 по указателям на дополнительном щитке пульта бортинженера. Если температура топлива ниже -35°С, то экипаж должен уменьшить высоту полета или маршрут по согласованию со службой движения. Эти мероприятия предотвращают кристаллизацию топлива в баках.

 

Автоматика расхода топлива

Для обеспечения автоматической выработки топлива из баков на щитке топливной системы необходимо включить "Топливомер", "Расходомер", автомат расхода топлива, переключатель "Автомат - ручное" в положение "Автомат", "Автомат выравнивания". На этом же щитке вручную включить насосы расходного бака № 1 и открыть перекрывные краны. Контроль за включением насосов и открытием перекрывных кранов ведется по загоранию заленых ламп сигнализации.

Сначала идет выработка из баков № 2 до остатка в них по 3700 кг. При этом остатке включаются насосы бака № 3. После полной выработки топлива из баков № 2 насосы этого бака выключаются, идет выработка топлива из бака № 3. Программа расхода контролируется по желтым лампам порядка расхода и зеленым лампам контроля работы насосов. После полной выработки толива из баков № 3 насосы этого бака выключаются, включаются в работу насосы бака № 4 которые работают до полной выработки топлива из этого бака.

Когда начинается выработка топлива из бака № 1 на щитке контроля работы двигателей загорается желтый светосигнализатор "Идет выработка из бака № 1". При остатке топлива в баке № 1 2500 кг, звучит сирена, загорается красное табло "Осталось топлива 2500 кг" на левой приборной доске и красная лампа "Остаток 2500 кг" на щитке контроля работы двигателей (пульт бортинженера).

В случае отказа автоматики расхода, под желтыми лампами порядка расхода загорается красная лампа "Автомат расхода не работает", тогда следует переходить на ручное управление выработкой топлива по той же программе расхода.

 

Автомат выравнивания

Автомат поддерживает одинаковый остаток топлива в одноименных баках № 2 и № 3. Он работает только при автоматической выработке топлива из баков. Принцип работы основан на сравнении количества топлива в баках. Допускается разность для баков № 2 – 350 ±150 кг, для баков № 3 – 300 ±100 кг. Включается автомат выключателем на щитке топливной системы и загорается зеленая лампа рядом с переключателем, контролирующая работоспособность автомата.

Когда разница топлива в баках превысит допустимые величины, то выключаются насосы того бака, где топлива меньше и загорается лампа выравнивания этого бака. Если разница достигает критической величины 800±200 кг, - гаснет зеленая ла