Гидросистема самолета Ту-154.

В. В. Лукасов

СИСТЕМЫ самолёта

Учебное пособие 

к лекционным занятиям для студентов специальностей 25.03.01- техническая эксплуатация   летательных аппаратов и двигателей,

 всех форм обучения

 

 

Красноярск 2021

 

УДК 629.735.064(075.8)

ББК 39.5 я73

    Л84

Рецензенты:

кандидат технических наук,

заместитель генерального директора А. Г. Зосимов

(Авиакомпания «Турухан»);

кандидат технических наук, доцент Н. В. Никушкин

(Сибирский государственный аэрокосмический университет

имени академика М. Ф. Решетнева)

 

Лукасов, В. В. Системы самолёта: учеб. пособие для студентов бакалавриата по направлению подготовки 25.03.01 «Техническая эксплуатация летательных аппаратов и двигателей» всех форм обучения /   В. В. Лукасов; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. – Красноярск, 2021. – 88 с.

 

 

© Сибирский государственный аэрокосмический

университет имени академика М. Ф. Решетнева, 2017

© Лукасов В. В., 2021

 

СОДЕРЖАНИЕ

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА

Основные данные самолета

1.1.1.Габаритные размеры

1.1.2.Рулежные характеристики 

 1.1.3. Массовые характеристики самолета

 1.1.4.Центровки самолета и перегрузка.

1.2.Конструкция планера самолета

1.2.1. Фюзеляж

1.2.2. Крыло

1.2.3. Хвостовое оперение

1.2.4. Шасси

2. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА]

ГИДРОСИСТЕМА САМОЛЕТА ТУ-154.

Общие сведения о гидросистеме

Система до потребителей первой подсистемы

Система до потребителей второй подсистемы

Система до потребителей третьей подсистемы

Элементы системы до потребителей первой, второй и третьей подсистем

МАГИСТРАЛИ ГИДРОСИСТЕМЫ

СИСТЕМА НАДДУВА И ДРЕНАЖА БАКОВ ГИДРОСИСТЕМЫ

СИСТЕМА ОСНОВНОГО СТОЯНОЧНОГО И АВАРИЙНОГО ТОРМОЖЕНИЯ

Система основного торможения колес шасси

Cистема аварийного торможения колес шасси

 

 

Цель:

Изучение и закрепление знаний, полученных студентами при изучении конструкции самолета Ту-154и его систем.

Задачи:

- изучить общую характеристику, основные данные самолета Ту – 154;

 - изучить конструкцию агрегатов гидравлической, топливной и масляник систем; 

- изучить принцип работы конструкцию агрегатов гидравлической, топливной и масляник систем

 

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА

Основные данные самолета

Средний магистральный самолет Ту-154 (рис. 1.1) эксплуатируется на авиалиниях страны с 1992 года. Самолет относится ко 2-му классу магистральных самолетов, скорость полета 920…935 км/ч, протяженность трасс составляет 500 - 5000 км. За время эксплуатации самолет совершенствовался, поэтому известны следующие модификации: Ту-154, Ту-154А, Ту-154Б (Б-1, Б-2) и Ту-154М; в настоящее время эксплуатируются две последние модификации.

 Совершенствованию подвергались большинство систем и агрегатов самолета: крыло (изменен материал и толщина обшивки), механизация крыла, шасси, фюзеляж (произведена перекомпоновка и изменена конфигурация хвостовой части), управление, система кондиционирования воздуха, оборудование, дважды заменялись двигатели на более совершенные.

Самолет представляет собой свободнонесущий моноплан цельнометаллической конструкции с низкорасположенным стреловидным крылом, Т-образным стреловидным оперением, трехопорным шасси, тремя турбореактивными двигателями.

Самолет может эксплуатироваться составом из четырех человек: первый пилот (командир корабля), второй пилот, штурман и бортинженер. Из состава летного экипажа может быть иключен штурман. Пассажиры размещаются в двух салонах, которые обслуживают 4 или 5 бортпроводников; в пассажирских салонах, багажных и грузовых помещениях поддерживаются условия (по температуре, давлению, составу воздуха), приемлемые для поддержания нормальной жизнедеятельности людей в течение 1 … 4 часов полета. Самолет снабжен механизацией, улучшающей взлетно-посадочные характеристики и характеристики снижения самолета: закрылками, предкрылками, интерцепторами; двигатели НК-8-2у снабжены устройствами, создающими обратную тягу (реверс тяги) на пробеге.

Таблица 1

Сравнительные характеристики однотипных самолетов

	Ту-204-100 ^[13]	Airbus A320	Boeing 737—800	Ту-154М
Пассажировместимость, человек	210	180	189	176
Максимальная взлётная масса, тонн	105	77	79	104^[14]
Максимальная коммерческая нагрузка, тонн	21	21,3	22,6	18
Дальность с максимальной нагрузкой, километров	4300	6150	5665	3900
Крейсерская скорость, км/ч	810-850	840	828	900-950^[14]
Требуемая длина ВПП, метров	2100	2500	2500	2500
Топливная эффективность, г/пасс.км	19,3^[15]	20	20,9	31,05
Стоимость, млн. $	35 (2007 год)	93,9 (2014 год)	93,3 (2012 год)	15 (1997 год)

 

1.1.1.Габаритные размеры

Размах крыла 37,55
Длина самолета 47,925
Высота самолета 11,4

Площадь крыла, м 2: без наплыва 180,01

 с наплывом...201,45

Поперечное V крыла, град 1 10

Средняя аэродинамическая хорда крыла, м.5,285

Угол установки крыла, град +3

Стреловидность крыла по 1/4 хорды, град..35

 Площадь горизонтального оперения, м,55

 Размах горизонтального оперения, м..13,4

Стреловидность горизонтального оперения, град 40

Угол установки стабилизатора, град..от 1,5 до 7

 Площадь вертикального оперения, м 2. 31,725

Размах вертикального оперения, м 5,65

Стреловидность вертикального оперения, град.45

Ширина колеи шасси, м.11,5

 Продольная база шасси, м...18,92

Диаметр фюзеляжа, м..3,8

1.1.2. Рулежные характеристики

Рулежные характеристики, м:
минимальный радиус разворота (по оси внутренней опоры) 10
радиус разворота по передней опоре 25.^

Максимальная нагрузка на пол багажников, кг/м² 600.
Загрузка багажников, кг переднего 12900, заднего 10400

1.1.3. Массовые характеристики самолета

Массовые характеристики самолета, т:

Максимальная рулежная масса 98,5
Максимальная взлетная масса 98,0
Максимальная посадочная масса 78,0
Максимальная коммерческая нагрузка 18,0
Максимальная запас топлива 39,75
Масса пустого снаряженного самолета 53,6
Количество пассажиров, чел 152…180
Примечание. 1. На самолетах с усиленным шасси взлетная масса 100 т, максимальная посадочная 80 т.
2. Точная масса пустого снаряженного самолета указывается в формуляре и бортовом журнале ВС.^

1.1.4. Центровки самолета и перегрузка.

Центровки самолета и перегрузка:

Предельно-передняя центровка на взлете, % 21
Предельно-передняя центровка на посадке, % (САХ) 18
Предельно-задняя центровка, % 32
Центровка опрокидывания самолета на хвост, % 52,5
Максимальная эксплуатационная перегрузка:
    полетная, с убранной механизацией крыла 2,5
    с выпущенной механизацией крыла, в полете и на посадке 2,0

 

1.2.Конструкция планера самолета

    К планеру самолета относятся крыло, фюзеляж и хвостовое оперение, шасси.

1.2.1. Фюзеляж

Фюзеляж представляет собой цельнометаллическую конструкцию типа

полумонокок, технологически состоящую из трех основных частей: передней (до шпангоута № 19), средней (между шпангоутами № 19…№ 66) и задней, хвостовой части (от шпангоута № 66 до концевого шпангоута № 83).

 Диаметр средней, цилиндрической части фюзеляжа равен 3,8 м; передняя часть фюзеляжа скошена вниз для увеличения сферы обзора экипажа, задняя часть скошена вверх для увеличения угла тангажа самолета при взлете и посадке.

 Для поддержания внутри фюзеляжа (в пассажирских и багажных помещениях, пилотской кабине) нормальных условий по температуре и давлению при полетах самолета на больших высотах большая часть объема фюзеляжа выполнена герметичной, рис. 2.1 (компоновка варианта Ту-154М); негерметичными являются:

а) носовой отсек передней части фюзеляжа до герметичного шпангоута № 4 (передняя стенка кабины экипажа), где размещена антенна радиолокатора;

б) отсек, куда убирается передняя опора шасси;

 в) вырез под центроплан крыла;

г) хвостовая часть фюзеляжа от полусферического герметичного шпангоута № 67а.    

Г ерметичная часть фюзеляжа силовым полом разделена по высоте на две неравные части:

а) верхнюю, где находятся пассажирские салоны, кухня, туалеты, пилотская кабина, небольшие помещения для верхней одежды и ручной клади;

 б) нижнюю, где находятся два багажных отсека и различные технические отсеки с оборудованием.

Силовой пол не является герметичным, поэтому теплый воздух, подаваемый в верхнюю ("жилую") часть фюзеляжа для ее обогрева и восстановления запаса кислорода, уходит через отверстия в полу в подпольную часть и затем выбрасывается в атмосферу через специальные устройства (выпускные клапаны).

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 посадке (высадке) пассажиров. Люки для доступа в технические отсеки расположены либо в нижней, правой части фюзеляжа, либо в полу пассажирских кабин и полу переднего вестибюля (см. рис. 2.1).

Для защиты герметичной части фюзеляжа от шума и утечки тепла вся его внутренняя часть покрыта теплозвукоизоляцией толщиной 3 … 6 см.

 

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.

 

В средней части фюзеляжа расположены первый и второй пассажирские салоны, буфет, багажные помещения (под полом), туалеты (между исп.64…66), служебное помещение и задний вестибюль.

В средней части фюзеляжа между шпангоутами № 41…№ 49 имеется вырез под центроплан крыла (в подпольной части фюзеляжа), сзади и спереди которого расположены технические отсеки и багажные помещения № 1 и № 2.

Хвостовая часть фюзеляжа от шпангоута № 67а начинается негерметичным отсеком.. В хвостовой части фюзеляже расположены: отсеки ВСУ и среднего двигателя (№ 2), негерметичный багажник № 3, техотсек с оборудованием электро-, гидросистем, системы кондиционирования и др. К хвостовой части фюзеляжа крепится киль и пилоны боковых двигателей.

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

Силовая установка состоит из трёх ТРДД НК-8-2(У) конструкции ОКБ-276 Николая Дмитриевича Кузнецова. На модификации Ту-154М они заменены двигателями Д-30КУ-154-II конструкции ОКБ Соловьёва.

 Два двигателя размещены в хвостовой части фюзеляжа в мотогондолах, третий — внутри хвостовой части фюзеляжа, с воздухозаборником в форкиле с S-образным каналом. Для доступа к среднему двигателю снизу имеются две пары откидываемых вниз створок.

 Нумерация двигателей — слева направо (по полёту). Все три двигателя крепятся одинаково на шарнирных подкосах.

Управление режимами работы двигателей и реверсом тяги двигателей сводится к управлению положением рычагов насосов-регуляторов на двигателях, которые обеспечивают автоматическую подачу топлива к форсункам двигателя. Для каждого двигателя имеется отдельная система управления рычагом насоса-регулятора.

Система управления каждого двигателя состоит из рычага управления двигателем (РУД) расположенного на среднем пульте пилотов и рычага управления двигателем, расположенного на пульте бортинженера, которые связаны меж собой механическими тягами.

На среднем пульте на ручках «Г1» и «Г3» первого и третьего двигателя имеется рычаг управления реверсом (фюзеляжный двигатель № 2 реверсивного устройства не имеет), а на пульте бортинженера дополнительно установлены три рычага останова двигателей и рычаг тормозного устройства РУД.

От кабины до двигателей проводка тросовая, с гермовыводами. В т/о шп. № 68-69 к проводке управления двигателями подключен исполнительный механизм ИМАТ-2-12-4В автомата тяги АТ-6-2 системы автоматического управления АБСУ-154-2.

 

Первая подсистема

Первая подсистема использует элементы общего пользования  (рис.2) и включает в себя следующие агрегаты: гидробак Б1, разъемные клапаны ГР1 - ГР4, два насоса Н1, Н2 НП-89, установленные на 1 и 2 двигателях с дросселями постоянного расхода ДР1,2, гасители пульсаций ГП1 и ГП2, линейный фильтр Ф1, гидроаккумулятор ГА1, обратные клапаны ОК1 - ОК7, охладитель рабочей жидкости XI, сливной фильтр Ф2, предохранительный клапан КП1, запорный кран ВН1, сигнализатор падения давления СД1, датчик давления ДД1, заправочный фильтр Ф3, дроссель и панель обслуживания первой гидросистемы П1.

Подсистема работает следующим образом: масло из бака Б1, расположенного выше двигателя, через гидроразъем ГР1, ГР2 поступает на вход насосов НП- 89. При работе двигателей насосы направляют масло в линию нагнетания. Часть жидкости, пройдя дроссели постоянного расхода ДР1, ДР2, обратный клапан ОК1, ОК2, холодильник Х1, сливной Фильтр Ф2 и обратный клапан ОК6, возвращается в бак. Основная подача поступает к потребителям через обратные клапаны ОК1, ОК2 и линейный фильтр Ф1.

Одновременно происходит зарядка гидроаккумулятора ГА1. При возрастании давления в системе выше 24,0 МПа сработает предохранительный клапан КП1 и перепустит часть жидкости в бак. Параллельно предохранительному клапану стоит кран сброса давления ВН1. Через распределитель Р1 (ГА-165) потребители 1-й гидросистемы могут быть подключены к системе нагнетания 2-й гидросистемы. Через распределитель Р2 (ГА-184У) происходит зарядка гидроаккумулятора ГА2 системы аварийного торможения.

На панели обслуживания гидросистемы П1 размещены штуцера подключения наземного гидропитания и заправки бака, клапан сброса давления в системе наддува и манометры контроля давления в гидросистеме МН1 и наддува МН2.

Кроме них давление контролируется по сигнализатору минимального давления СД1 (10,0 МПа) и датчиком давления ДД1 (0 - 24,0 МПа).

 

 Рис. 2.  Схема гидросистемы – а); Схема первой подсистемы – б)

 

В непосредственной близости от насосов размешены гасители пульсаций ГП1 и ГП2, предназначенные для сглаживания колебаний давления жидкости, генерируемых насосами НП-89. 8

Вторая подсистема

 Вторая подсистема включает в себя следующие агрегаты (рис.3):

1. Гидробак Б1.

2. Разъемный клапан ГР1 - ГР4.

3. Гидронасос Н1 НП-89,

4. Аварийную насосную станцию Н2 НС-46.

5. Дроссель постоянного расхода ДР1, ДР2.

6. Обратный клапан - ОК1 - ОК9,

7. Линейный фильтр Ф1.

8. Гидроаккумулятор ГА1.

9. Гаситель пульсаций ГП1.

10. Сигнализатор СД1 и датчик давления ДД1.

11. Предохранительный клапан КП1.

12. Кран К1.

13. Холодильник XI. 

15. Сливной фильтр Ф2. 1

16. Панель бортового обслуживания П2.

Рис. 3.. Схема второй подсистемы

Работает система аналогично первой гидросистеме.

Отличие заключается в том, что на панели обслуживания нет штуцера заправки бака и соответственно заправочного фильтра и нет клапана сброса давления наддува. Вместо них размещен штуцер зарядки воздушной системы с манометром контроля давления в ней МН2.

Третья подсистема

Третья подсистемавыполнена аналогично второй.

Отличием является, во-первых, применение отдельного бака емкостью 36 литров, а во-вторых, панель обслуживания выполнена аналогично панели обслуживания первой гидросистемы, на которой дополнительно располагается манометр контроля давления в воздушной системе. Работа системы до потребителей третьей гидросистемы не отличается от работы первой подсистемы.

Отличие заключается в том, что на панели обслуживания нет штуцера заправки бака и соответствен- но заправочного фильтра и нет клапана сброса давления наддува. Вместо них размещен штуцер зарядки воздушной системы с манометром контроля давления в ней МН2.

МАГИСТРАЛИ ГИДРОСИСТЕМЫ

 

Магистрали гидросистемы предназначены для соединения всех агрегатов

гидросистемы в единую систему, обеспечивающую подачу энергии к

потребителям.

 

Магистрали состоят из двух типов проводок: жесткой, состоящей из трубопроводов, соединяющих неподвижные агрегаты;

гибкой, состоящей из шланговых, соединяющих подвижные агрегаты.

 

В гидросистеме самолета только трубы сливных магистралей,

расположенные в герметичной части фюзеляжа, и трубы холодильников

изготовлены из алюминиевого сплава, остальные трубы всех магистралей

изготовлены из коррозионностойкой стали.

Трубопровод состоит из накидной гайки, ниппеля и трубы. Для обеспечения

возможности соединения трубопроводов между собой с помощью фитингов или

подсоединения их к штуцерам агрегатов у трубы концы развальцованы на конус,

который внутренней поверхностью ложится на ответный конус фитинга или

штуцера, а на наружную поверхность надет ниппель, через который гайкой труба

и фитинг обжимаются, обеспечивая герметичность соединения

Подсоединение трубопроводов к агрегатам производится с помощью

штуцеров, ввернутых в агрегат. Крепление трубопроводов на самолете

осуществляется колодками или хомутами. Колодки могут применяться

однорядные и двухрядные.

Магистрали гидросистемы самолета разделяются на отдельные линии. К

агрегатам могут подходить несколько линий. В линии каждой трубопровод имеет

свой номер.

Алюминиевые трубопроводы окрашены по всей длине, стальные - только на

концах. Кроме того, трубопроводы гидросистемы и системы наддува и дренажа

гидробаков имеют цветную опозновательную маркировку. Основной цвет

трубопроводов гидросистемы - стальной, а система наддува и дренажа - черный.

По концам трубопроводы имеют дополнительную маркировку в виде

цветных колец, которые связаны с назначением линии.

Шланги в гидросистеме самолета применены резиновые с металлическими

оплетками в магистралях нагнетания и с хлопчатобумажными оплетками в

магистралях слива и питания.

В тех местах, где шланги при работе могут касаться друг друга или

конструкции самолета, они дополнительно оклеиваются капроновой тканью.

Шланг, находящиеся в зоне повышенных температур, дополнительно имеют

обмотку из теплоизолиру1ощих материалов.

 

 

Описание

Воздушный отстойник служит для отделения влаги в отбираемой от

компрессора воздухе. а также очищает от инородных примесей воздух, поступающий в систему.

Обратные клапаны применены в системе для развязывания друг от друга магистралей отбора воздуха от двигателей, а также магистралей, идущих от двигателей, и магистралей, идущих от баллонов.

Воздушный баллон предназначен для создания резерва сжатого воздуха в системе на случай выхода из строя магистралей от двигателей.

Регулятор давления предусмотрен в системе как для понижения высокого

давления в баллон до рабочего давления наддува в гидробак, так и для сохранения

запасов воздуха в баллоне, так как воздушная магистраль, выходящая из

регулятора, соединяется с воздушной магистралью, идущей от компрессора

двигателей.

Поскольку при исправной системы давление в магистрали, идущей от

двигателей, выше давления в магистрали, идущей от регулятора, то расхода

воздуха через регулятор не будет. Расход будет только тогда, когда в магистрали,

идущей от двигателя, давление будет ниже, чем в магистрали, идущей от

регулятора.

В регуляторе имеется предохранительный клапан, предназначенный для

стравливания излишнего давления в атмосферу.

Регулятор давления, установленный на дренажном баке, предназначен для

понижения высокого давления, идущего по магистрали от компрессоров

двигателей к дренажному баку, до рабочего давления наддува.

В дренажном баке установлен предохранительный клапан двойного

действия, т.е. при чрезмерном повышении давления в дренажном баке он стравит

давление в атмосферу (в зону пониженного давления), а в случае падения

давления в баке ниже атмосферного он откроется и поднимет давление в баке.

пропустив воздух из атмосферы в бак.

В дренажный бак ввернут сливной кран, предусмотренный для

стравливания давления из бака и для слива масла, попавшего в бак при

переполнении гидравлического бака.

Дренажный бак подсистем №1 и 2 и дренажный бак подсистемы №3

предназначены для содержания определенного количества воздуха с рабочим

давлением наддува, что обеспечивает сглаживание резких скачков давления, и для

предотвращения разрыва гидробаков в случае их перезаполнения при заправке.

Одни манометры показывают давление наддува, а другие манометры показывают давление в воздушных баллонах.

Через клапан осуществляется, при необходимости, сброс давления наддува

из бака.

Система наддува и дренажа гидробака выполнена таким образом, что в полете никакого включения не требует. Система действует автоматически.

Контроль за работой системы производится только на земле при проверке работоспособности и герметичности системы и при зарядке баллонов.

 

Рис.17. Схема системы наддува гидробака

 

Работа

 

Воздух, сжатый в компрессорах двигателей, поступает в магистрали

наддува и проходит воздушные отстойники, воздушные фильтры, обратные

клапаны.

Магистраль разделяется на две ветки. По одной ветке, основной, воздух идет через обратный клапан к регулятору, в котором давление понижается до рабочего и подается в дренажный бак.

Из бака воздух под давлением проходит в верхнюю полость

гидравлического бака гидросистемы.

По второй ветке сжатый воздух подается через обратный клапан в баллон и

при необходимости подзаряжает его.

При выходе из строя компрессора или части основной магистрали сжатый

воздух из баллона, пройдя регулятор, где давление снизится до рабочего,

обратные клапаны, регулятор, поступает в дренажный бак и далее в гидробак.

В. В. Лукасов

СИСТЕМЫ самолёта

Учебное пособие 

к лекционным занятиям для студентов специальностей 25.03.01- техническая эксплуатация   летательных аппаратов и двигателей,

 всех форм обучения

 

 

Красноярск 2021

 

УДК 629.735.064(075.8)

ББК 39.5 я73

    Л84

Рецензенты:

кандидат технических наук,

заместитель генерального директора А. Г. Зосимов

(Авиакомпания «Турухан»);

кандидат технических наук, доцент Н. В. Никушкин

(Сибирский государственный аэрокосмический университет

имени академика М. Ф. Решетнева)

 

Лукасов, В. В. Системы самолёта: учеб. пособие для студентов бакалавриата по направлению подготовки 25.03.01 «Техническая эксплуатация летательных аппаратов и двигателей» всех форм обучения /   В. В. Лукасов; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. – Красноярск, 2021. – 88 с.

 

 

© Сибирский государственный аэрокосмический

университет имени академика М. Ф. Решетнева, 2017

© Лукасов В. В., 2021

 

СОДЕРЖАНИЕ

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА

Основные данные самолета

1.1.1.Габаритные размеры

1.1.2.Рулежные характеристики 

 1.1.3. Массовые характеристики самолета

 1.1.4.Центровки самолета и перегрузка.

1.2.Конструкция планера самолета

1.2.1. Фюзеляж

1.2.2. Крыло

1.2.3. Хвостовое оперение

1.2.4. Шасси

2. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА]

ГИДРОСИСТЕМА САМОЛЕТА ТУ-154.