Конструкция истребителя Су-30см: особенности и технические характеристики

Конструкция Су-30см
Особенности истребитебя Су-30 и его технические характеристики
Многорежимный самолет интегральной аэродинамической компоновки.
К аэродинамической компоновке такого самолета предъявляются требования
максимизации аэродинамического качества (увеличению подъемной силы и
уменьшению силы лобового сопротивления) на до- и сверхзвуковых скоростях
полета, обеспечению управляемости на сверхмалых скоростях полета.
Самолет интегральной аэродинамической компоновки, содержит единый
несущий фюзеляж, в котором средняя часть фюзеляжа плавно сопряжена со
стреловидными консолями крыла, головной частью фюзеляжа и его хвостовой
частью.
Технический результат, на достижение которого направлено изобретение,
заключается в создании самолета обладающего малой Радиолокационной степенью
заметности, сверхманевренностью на больших углах атаки, высоким
аэродинамическим качеством на сверхзвуковых скоростях и, одновременно,
сохраняющего высокое аэродинамическое качество на дозвуковых режимах.
В качестве недостатков следует указать следующее. Размещение грузов на
внешней подвеске не позволяет достичь малую степень РЛ заметности и высокие
аэродинамические характеристики на сверхзвуковых режимах полета.
Работы по созданию сверх маневренной, двухместной боевой машины были
начаты в КБ Сухого с середины 1980-х годов. К осени 1988 года на Иркутском
заводе ИАПО начались испытания первого образца.
Модель Су-30 была принята на вооружение в 1992 году.
Боевой истребитель Су-30 является двухместной вариацией Су-27 и имеет
технические возможности для выполнения сложных полетов с большой
продолжительностью и дальностью. Экипаж такой машины состоит из летчика
который выполняет пилотирование и управление вооружением ближнего боя, и
летчика-оператора, решающего вопросы навигации, наблюдения за воздушной
обстановкой дальнего боя. Помимо этого, второй член экипажа контролирует
системы дальнего радиолокационного обнаружения для наведения их на цели, а
также имеет возможность управления групповыми боевыми действиями звеньев
самолетов, количеством до 4 машин.
На Су-30 установлены новые системы оборудования позволяющие
существенно расширить его технические возможности и характеристики.
К ним относятся:
- система полетной дозаправки топлива, оснащенная выпускаемой штангой
находящейся в отсеке перед кабиной;
- радиосистема дальней навигации и наведения;
- телевизионный широкоформатный индикатор тактической обстановки для
координации групповых действий;
- улучшенная система жизнеобеспечения.
Высокую боевую эффективность Су-30 определяют его высокие
маневренные характеристики при любых погодных условиях, возможность
обнаружения воздушных целей на большой дальности, а также его
индивидуальные ЛТХ:
Модификация: Су-30
Размах крыла, м: 14,70
Длина самолета, м: 21,94
Высота самолета, м: 6,36
Площадь крыла, м2: 62,00
Масса, кг
-пустого самолета: 17000
-нормальная взлетная: 24000
-максимальная взлетная: 33500
Тип двигателя: 2 х ДТРД АЛ-З1Ф
Тяга, кгс: 2 х 12500
Максимальная скорость, км/ч
-на высоте: 2125 (М=2,0)
-у земли: 1400
Дальность полета, км
-без дозаправки: 3500
-с одной дозаправкой в воздухе: 5200
Практический потолок, м: 19820
Экипаж, чел: 2
Вооружение: 30-мм авиационная пушка ГШ-301 (150 патронов)
Боевая нагрузка: 6000 кг на 10 точках подвески, управляемые ракеты Р-27,
Р-73.
Особенности вооружения истребителя Су-30
Самолет Су-30 может нести вооружение состоящее из ракет и пушечнострелкового оборудования. Стрелковое вооружение установлено в наплыве
правого крыла и представлено одноствольной скорострельной пушкой ГШ-301 с
калибром 30 мм и боекомплектом в 150 патронов. Ракетное базируется на АКУ
(авиационно-катапультных устройствах) и АПУ (авиационно-пусковых
устройствах).
Управляемое вооружение состоит из ракет различных модификаций:
средней дальности класса «воздух-воздух» Р-27;
с радиолокационными полуактивными головками самонаведения Р-27Р;
с самонаводящимися тепловыми головками Р-27Т;
ближнего боя с тепловыми головками Р-73;
увеличенной дальности полета Р-27ЭР или Р-27ЭТ.
Ракетное вооружение может подвешиваться на 10 точках, 4 из которых
расположены под консолями крыла, по 2-е находятся под: центропланами по
схеме тандем, гондолами двигателя, законцовками крыла. Вес общей боевой
нагрузки может быть — 8000 кг.
Компоновочные части Су-30
Новый истребитель Су-30 имеет интегральную компоновку и выполнен по
нормальной аэродинамической схеме. Фюзеляж интегрально сопрягается с
крылом и состоит из таких основных частей:
головная часть выполнена как цельнометаллический полумонокок, где
размещены отсеки БРЭО, РЛС, створка ниши передней опоры шасси,
радиопрозрачный обтекатель и фонарь кабины экипажа;
средняя часть с основным несущим силовым агрегатом самолета —
центропланом, выполненным в виде топливного бака-отсека, с силовым агрегатом
гаргрот, технические возможности которого позволяют устанавливать в нем
оборудование и линии коммуникаций, створки основных опор шасси, тормозной
щиток;
хвостовая часть с двумя силовыми гондолами двигателей, хвостовыми
балками, центральной балкой фюзеляжа, которая включает в себя задний
топливный бак-отсек, центральный отсек оборудования, законцовку центральной
балки с боковыми ластами и контейнером с тормозными парашютами;
регулируемые воздухозаборники размещены под наплывом крыльев и
оснащены специальной выпускаемой сеткой, которая предотвращает попадание
посторонних предметов в двигатели при взлете и посадке.
Трапецевидное среднерасположенное крыло выполнено трехлонжеронным и
имеет кесонную конструкцию. Его механизация состоит из отклоняемых
флаперонов с площадью 4,9 м2 с функциями элеронов и закрылков, а также
отклоняемых адаптивных двухсекционных носков с площадью 4,6 м2.
Отклонения носков и выпуск флаперонов проводится при режимах взлет-посадка,
либо при маневрировании, когда приборная скорость до 860 км/ч. Отделяемые
консоли крыла имеют угол стреловидности 42°.
Убираемое шасси имеет усиленную конструкцию в расчете на большую
взлетно-посадочную массу. Оно выполнено трехопорным, причем его основные
опоры одноколесные, носовая — двухколесная.
Пилотская двухместная кабина Су-30 изготовлена по схеме «тандем» для
двух летчиков и разделена на две части заднюю и переднюю. Обе части кабины
полностью герметизированы и имеют общий для обоих специальный
двухсекционный каплеобразный фонарь с большой площадью остекления и
подвижным сегментом.
В передней кабине установлены многофункциональные
жидкокристаллические дисплеи с индикаторами отображающими прицельную и
навигационную информацию и пультами управления на фоне лобового стекла.
Рулевой рычаг управления имеет джойстики целеуказания и триммирования,
переключатель выбора оружия с кнопкой стрельбы на обратной стороне.
В задней кабине самолета находится командир группы, место которого
приподнято относительно передней кабины, что обеспечивает хороший обзор во
все стороны обоих членов экипажа. Там же располагаются дублирующие рычаги
управления самолетом и специальная аппаратура наведения и связи. Кабина
оборудована телевизионным широкоформатным индикатором тактической
обстановки, предназначенным для сбора всей необходимой тактической
информации о характеристиках и координатах движения целей и местоположения
в воздухе перехватчиков в группе.
Максимальный запас топлива во внутренних отсеках составляет 10 тонн, что
обеспечивает дальность без дозаправки в воздухе 3000 км. Самолет оборудован
системой дозаправки в воздухе, подвесные баки не предусмотрены.
Основные отличия от самолета Су-27УБ:
-установлена система дозаправки топливом в полете с выпускаемой
штангой в предкабинном отсеке слева;
-установлена специальная аппаратура связи и наведения, на приборной
доске задней кабины смонтирован широкоформатный телевизионный индикатор
тактической обстановки.
Фюзеляж самолета интегрально сопрягается с крыльями технологически
расчленен на следующие основные части:
-головную часть фюзеляжа (ГЧФ) с радиопрозрачным обтекателем,
створкой ниши передней опоры шасси и фонарем кабины экипажа;
В головной части фюзеляжа цельнометаллической полумонококовой
конструкции, начинающейся радиопрозрачным осесимметричным обтекателем
антенны бортовой радиолокационной станции, находится носовой отсек
оборудования, в котором размещены блоки радиолокационного прицельного
комплекса (РЛПК) и оптико-электронной прицельной системы (ОЭПС), кабина
летчика, подкабинные и закабинный отсеки оборудования, ниша уборки передней
опоры шасси с одной створкой.
В носовой части обтекателя РЛС установлена штанга основного
приемника воздушного давления (ПВД). Рама мотоблока радиолокационной
станции вместе с антенной может поворачиваться относительно узлов ее подвески
на передней стенке кабины экипажа для обеспечения доступа к блокам ОЭПС.
Для доступа к антенне и мотоблоку РЛС в процессе обслуживания
стыковой силовой шпангоут между носовым отсеком и радиопрозрачным
обтекателем выполнен наклонным, а радиопрозрачный обтекатель с
металлической юбкой — отклоняемым вверх.
Кабина экипажа, выполненная по схеме «тандем», герметизирована и
имеет двухсекционный фонарь, состоящий из неподвижного козырька и общей
для обоих летчиков открывающейся вверх-назад сбрасываемой части (створки).
Место заднего летчика приподнято относительно переднего, что в
сочетании с большой площадью остекления фонаря обеспечивает хороший обзор
обоим членам экипажа во все стороны.
Рабочие места летчиков оборудованы катапультируемыми креслами К36ДМ 2-й серии.
Перед фонарем кабины со смещением вправо от оси самолета установлен
визир оптико-локационной станции, а по бортам фюзеляжа в задней части кабины
— аварийные (дублирующие) ПВД. В предкабинном отсеке слева размещена
выпускаемая штанга системы дозаправки топливом в полете.
В подкабинных отсеках (центральном и двух боковых) размещены блоки
радиоэлектронного оборудования. Головную часть фюзеляжа завершает
закабинный отсек, в котором на типовых амортизированных стеллажах и
этажерках размещен основной объем радиоэлектронного оборудования, а также
патронный ящик с боекомплектом пушки.
В закабинном отсеке головной части фюзеляжа расположена ниша
передней опоры шасси, убираемой вперед, амортизационная стойка с колесом и
другими элементами конструкции передней опоры укладываются в убранном
положении между стеллажами радиоэлектронного оборудования.
Для защиты радиоэлектронного оборудования закабинного отсека при
выпущенной передней опоре шасси от набегающего воздушного потока при
взлете и посадке установлены защитные кожухи; в процессе обслуживания
радиоэлектронного оборудования эти кожухи снимаются, и объем, занимаемый
нишей передней опоры шасси, превращается в эксплуатационный отсек,
позволяющий производить осмотр, проверку и замену стеллажей-этажерок и
отдельных блоков оборудования.
К стенкам закабинного отсека примыкают правый и левый наплывы крыла
(були). В правом наплыве расположена встроенная скорострельная пушка калибра
30 мм с системой подачи боезапаса, выброса гильз и сбора звеньев, патронный
ящик с боезапасом установлен поперек закабинного отсека и занимает часть
наплыва и закабинного отсека у замыкающего головную часть фюзеляжа
шпангоута позади передней опоры шасси.
В правом наплыве выполнены специальные щели и жалюзи для
охлаждения пушки, а для защиты обшивки от раскаленных газов при стрельбе в
районе среза ствола установлен экран из жаропрочной стали. В левом наплыве
крыла располагаются агрегаты самолетных систем и блоки радиоэлектронного
оборудования.
Головная часть фюзеляжа по конструкции представляет собой
цельнометаллический полумонокок с поверхностью интегральной формы, с
технологическим стыком по замыкающему шпангоуту. Силовая схема головной
части фюзеляжа образована поперечным набором (шпангоутами) и работающей
обшивкой, подкрепленной продольным набором — стрингерами и лонжеронами.
-среднюю часть фюзеляжа (СЧФ) с тормозным щитком и створками основных
опор шасси;
Средняя часть фюзеляжа компоновочно делится на следующие
технологические агрегаты-отсеки:
-передний топливный бак-отсек, расположенный по оси симметрии
самолета между головной частью фюзеляжа и центропланом;
-конструкция топливного бака состоит из верхней и нижней панелей,
торцевых и боковых стенок и шпангоутов;
-на нижней поверхности бака-отсека установлены узлы стыковки с
воздухозаборниками и узлы крепления пилона для подвески оружия, на верхней
поверхности — узлы установки тормозного щитка и гидроцилиндра управления
его выпуском и уборкой;
-центроплан (основной несущий агрегат самолета), выполненный в виде
топливного бака-отсека с тремя поперечными стенками и рядом нервюр;
-на торцевых нервюрах имеются гребенки для стыка с консолями крыла;
-на нижней поверхности центроплана расположены узлы крепления
основных опор шасси, мотогондол двигателей, пилонов подвески оружия;
-верхняя и нижняя поверхности центроплана выполнены в виде панелей
(верхняя панель — клепаная из алюминиевых сплавов, нижняя — сварная из
листов и набора профилей из титанового сплава);
-гаргрот, представляющий собой силовой агрегат, предназначенный для
размещения коммуникаций и установки оборудования;
-гаргрот расположен над передним баком-отсеком и центропланом и в
сечении разделен на три части — центральную и две боковые;
-часть гаргрота над передним топливным баком-отсеком занята тормозным
щитком и гидроцилиндром его уборки-выпуска;
-для защиты коммуникаций, проходящих в гаргроте под тормозным
щитком, от набегающего потока воздуха при выпущенном тормозном щитке под
ним установлены защитные кожухи;
-передний отсек центроплана (правый и левый), расположенный по
внешним сторонам переднего топливного бака-отсека и состоящий из носков
центроплана и ниш колес основных опор шасси.
На верхней поверхности СЧФ установлен отклоняемый с помощью
гидропривода безмоментный тормозной щиток большой (2,6 м2) площади. Угол
отклонения щитка (вверх) 54°. Выпуск тормозного щитка применяется для
уменьшения скорости в процессе захода на посадку и при боевом маневрировании
на приборных скоростях до 1000 км/ч.
-хвостовую часть фюзеляжа (ХЧФ);
Хвостовая части фюзеляжа компоновочно делится на следующие
технологические агрегаты-отсеки:
-две силовые гондолы двигателей, компоновочно разделенные на две части
(средние части мотогондол и мотоотсеки);
-хвостовые балки, прилегающие к внешним бортам мотогондол и
являющиеся продолжением обтекателей основных опор шасси, служащие
платформой для установки оперения самолета;
-центральную балку фюзеляжа, включающую в себя центральный отсек
оборудования, задний топливный бак-отсек, законцовку центральной балки с
контейнером тормозных парашютов и боковые ласты.
В средних частях гондол двигателей, расположенных под центропланом,
находятся воздушные каналы двигателей, на силовом шпангоуте каждой средней
части установлен замок выпущенного положения основных опор шасси, на
нижней поверхности находятся узлы крепления пилона подвески оружия; в
верхних внешних углах расположены агрегаты и коммуникации самолетных
систем.
В мотоотсеках установлены двигатели АЛ-31Ф с верхним расположением
двигательных агрегатов, между последней стенкой центроплана и двигательными
агрегатами в «тени» центроплана установлены выносные коробки самолетных
агрегатов — по одной в каждом мотоотсеке, на каждой выносной коробке
самолетных агрегатов, соединенной карданным валом с редуктором двигательной
коробки агрегатов, установлены турбостартер — автономный энергоузел типа
ГТДЭ-117-1, генератор переменного тока, гидронасос и топливый насос.
К силовому шпангоуту, замыкающему мотоотсек, пристыковывается
съемный кок. Двигатель, установленный в мотоотсеке, снимается с самолета при
помощи специальной тележки движением назад-вниз, для обеспечения замены
двигателя хвостовой кок выполнен съемным, а последние два силовых шпангоута
мотоотсека, в том числе замыкающий, — разомкнутыми. При демонтаже
двигателей выносные коробки агрегатов остаются на самолете, что сокращает
время замены двигателей. Эксплуатационные люки для обеспечения доступа к
выносным коробкам самолетных агрегатов и основным агрегатам двигателей
расположены в верхней части мотоотсеков.
Мотогондолы имеют полумонококовую схему с работающей обшивкой,
подкрепленной поперечным набором (шпангоутами) и продольным набором
(стрингерами).
Задняя часть хвостовых балок (левой и правой) выполнена силовой, на ее
верхней поверхности оборудованы узлы крепления вертикального оперения и
установлены бустеры стабилизатора, на нижней поверхности — узлы крепления
подбалочных гребней, а на торцах — узлы подвески и привода горизонтального
оперения. В левой и правой балках перед их силовой частью размещены отсеки
самолетного оборудования. В центральном отсеке центральной хвостовой балки
расположены агрегаты самолетного оборудования и систем силовой установки.
Центральная балка имеет две торцевые и три промежуточные силовые
стенки, соединяющие между собой силовые шпангоуты разнесенных гондол
двигателей, на нижней поверхности центральной балки установлены узлы
крепления пилона подвески вооружения.
В законцовке центральной балки размещена парашютно-тормозная
установка. Для обеспечения выброса тормозных парашютов крышка законцовки
откидывается вверх. В процессе производства в конструкцию самолета был
внесен ряд изменений, в частности был удлинен и расширен кормовой ласт, в
котором были размещены устройства выброса пассивных помех.
-воздухозаборники.
Регулируемые воздухозаборники двигателей прямоугольного сечения
размещены под наплывом крыла и оснащены выпускаемой сеткой,
предотвращающей попадание в двигатели посторонних предметов на взлетнопосадочных режимах. Расположение поверхности торможения воздухозаборника
— горизонтальное, клин торможения отодвинут от поверхности несущего
корпуса, а между крылом и клином образованы щели для слива пограничного
слоя.
Механизация воздухозаборников — подвижные панели регулируемого
клина и жалюзи подпитки на нижней поверхности. Регулируемый
трехступенчатый клин воздухозаборника состоит из связанных между собой
передней и задней подвижных панелей. Передняя панель представляет собой
вторую и третью ступени клина торможения воздухозаборника, задняя подвижная
панель образует собой подвижную верхнюю стенку загорлового диффузора
воздушного канала. Защитная сетка в убранном положении находится на нижней
поверхности канала воздухозаборника. Выпуск сетки осуществляется против
потока, ось вращения расположена за горлом в диффузорной части канала.
Жалюзи подпитки расположены с внешней стороны нижней поверхности
воздухозаборника в зоне размещения защитной сетки. Жалюзи выполнены
«плавающими», т.е. открывающимися и закрывающимися под действием
перепада давления. Они могут открываться как при убранной сетке, так и при
выпущенной. Оптимальное торможение сверхзвукового потока в диффузоре
воздухозаборника обеспечивается установкой его регулируемых элементов в
расчетное положение автоматической системой регулирования воздухозаборника
типа АРВ-40А. На боковой поверхности воздухозаборников установлены антенны
станции предупреждения об облучении.
Крыло самолета свободнонесущее. Отъемные части (консоли) крыла
имеют угол стреловидности по передней кромке 42°. Удлинение крыла 3,5,
сужение — 3,4. Механизация представлена отклоняемыми флаперонами
площадью 4,9 м2, выполняющими функции закрылков и элеронов и
двухсекционными поворотными носками площадью 4,6 м2. Углы отклонения
флаперонов +35°…-20°, носков — 30°. Выпуск флаперонов и отклонение носков
производится на взлетно-посадочных режимах, а также при маневрировании с
приборными скоростями до 860 км/ч.
Конструктивно каждая консоль крыла состоит из силового кессона,
носовой и хвостовой частей, механизации и законцовки. Силовой кессон состоит
из трех стенок, верхней и нижней панелей и нервюр. Часть кессона выполнена
герметичной и образует топливный бак-отсек. Верхняя и нижняя панели кессона
сборные. Носовая часть консоли расположена между передним лонжероном и
кессоном и предназначена для размещения коммуникаций и агрегатов управления
поворотным носком. Хвостовая часть между кессоном и задней стенкой служит
для размещения коммуникаций и агрегатов управления флапероном.
На усиленных нервюрах каждой консоли имеются узлы установки трех
пилонов для подвески вооружения. На торцах законцовки крыла установлена
гребенка для крепления еще одного пускового устройства для управляемых ракет
класса «воздух-воздух» ближнего боя. Вместо последнего на торцы крыла могут
устанавливаться контейнеры с аппаратурой РЭП. Двухсекционный поворотный
носок навешен на консоль на петлевых опорах при помощи шомполов.
Конструктивно носок состоит из обшивки и силового набора, состоящего из
лонжерона и диафрагм. Односекционный поворотный флаперон навешивается на
консоль на кронштейнах хвостовой части крыла и управляется гидроцилиндрами.
Как известно, истребители Су-30 могут успешно выполнять полет в широком
диапазоне углов атаки, однако существует некоторое критическое значение угла
атаки, при котором горизонтальное оперение оказывается в заторможенном следе
генерируемой крылом вихревой пелены, эффективность его падает, и отклонения
стабилизатора даже на максимальный конструктивный угол носком вверх может
не хватить для создания необходимого пикирующего момента, возвращающего
самолет к нормальному полету. В этом случае и приходит на помощь ПГО
(переднее горизонтальное оперение), установленное перед крылом и управляемое
по командам системы дистанционного управления.
Переднее
горизонтальное
оперение
отклоняется
автоматически,
пропорционально углу атаки самолета. ПГО увеличивает «неустойчивость»
самолета, что позволяет уменьшить потери на балансировку при маневрировании
и обеспечивает безопасный сход с больших углов атаки при затенении основного
горизонтального оперения.
Катапультное кресло К-36ДМ серии 2.
Наиболее простой способ покидания боевого самолета через борт кабины
позволял решать проблему спасения при скоростях полета самолета до 400-500
км/ч. С увеличением скоростей полета до 500-600 км/ч мускульной силы
летчика, вылезающего из кабины, не хватает для преодоления действующих на
него высоких аэродинамических нагрузок и покидание самолета стало
практически невыполнимым. Также с ростом скорости полета траектория
движения тела летчика при покидании им самолета становится более пологой и
появляется реальная опасность столкновения летчика с хвостовым оперением
самолета.
Что бы иметь возможность покинуть самолёт на более больших скоростях,
избежать травм и смерти лётчика используется катапультируемое (катапультное)
кресло. Катапультируемое кресло вместе с пилотом выстреливается из
аварийного летательного аппарата при помощи реактивного двигателя (как,
например, К-36ДМ), порохового заряда (как КМ-1М) кресло автоматически
отбрасывается, а пилот опускается на парашюте.
ПОДГОТОВКА К АВАРИЙНОМУ ПОКИДАНИЮ САМОЛЁТА
(КАТАПУЛЬТИРОВАНИЮ).
В случае если принято решение о катапультировании и если позволяет
обстановка, нужно:
− передать сигнал "терплю бедствие".
− при полете на малой высоте увеличить высоту полета до 2000 – 3000 м над
рельефом местности, используя скорость самолета и тягу двигателей, при полете
на большой высоте снизиться до высоты 4000 м;
− перевести самолет в набор высоты или горизонтальный полет и
уменьшить скорость до 400-600 км/ч;
− при наличии облачности покинуть самолет до входа в облака;
− при полете над водной поверхностью выполнять полет в сторону
береговой черты;
− при полете вблизи государственной границы выполнять полет в
направлении своей территории.
− при полёте вблизи населённого пункта постараться увести самолёт от
данной местности.
В случаях, не терпящих отлагательства, катапультироваться немедленно.
ПОДГОТОВКА ЛЁТЧИКА К КАТАПУЛЬТИРОВАНИЮ:
− опустить светофильтр защитного шлема (при наличии времени);
− плотно прижаться всем корпусом тела к спинке, а головой к подушке
заголовника;
− поставить ноги к передней стенке кресла (при наличии времени);
− взяться обеими руками за рукоятки катапультирования, прижав локти к
туловищу, и вытянуть их до катапультирования.
После катапультирования крепко удерживать рукоятки до начала
устойчивого снижения вместе с креслом (для исключения травмы рук).
При травмировании одной руки катапультирование возможно одной рукой от
любой из рукояток при сохранении указанной последовательности действий.
После воздействия на привод управления катапультированием (т.е. лётчик
дергает ручку для катапультирования) все элементы системы аварийного
спасения срабатывают автоматически от пиромеханизмов и начинается процесс
спасения.
ПОДГОТОВКА КАТАПУЛЬТНОГО КРЕСЛА К
КАТАПУЛЬТИРОВАНИЮ (НАЧАЛО СРАБАТЫВАНИЯ МЕХАНИЗМОВ
КАТАПУЛЬТИРОВАНИЯ)
- механическое и электрическое включение пиромеханизма системы
фиксации;
- подача электрического сигнала на пиромеханизм бортовой системы
аварийного сброса фонаря 1 (или крышки люка) вверх и назад;
- подача электрического сигнала на электропиропатрон светофильтра
защитного шлема. Светофильтр шлема опускается.
- замыкание цепи сигнала бортовому самописцу аварийных режимов и
параметров полета.
- подача напряжения от бортовой сети через механизм управления
катапультированием к механизму блокировки;
- подача электрического сигнала бортовым измерительным комплексом
реле давления к электропиропатрону пироклапа на системы дополнительной
защиты от воздушного потока при катапультировании на скорости полета
самолета, не превышающей 800…900 км/ч. При катапультировании на
большей скорости электрический сигнал не подается.
- при срабатывании электропиропатрона пироклапан перекрывает связь
дефлектора с первой ступенью КСМУ.
- срабатывают пиромеханизмы плечевого и поясного притяга летчика,
обеспечивая правильную исходную для катапультирования позу летчика в
катапультируемом кресле;
- срабатывают ограничители разброса рук 3, фиксаторы ног 4,
предотвращающие повреждение конечностей воздушным потоком, голова
фиксируется в ложементе заголовника 2
Схема работы системы фиксации К-36ДМ серии 2
1 – ручка «ПЛЕЧИ»; 2 – механизм притяга плеч; 3 – ремень механизма притяга плеч; 4 – ремень механизма притяга
пояса; 5 – механизм притяга пояса; 6 – ручка «ПОЯС»; 7 – фал притяга ноги; 8 – ложемент голени ноги; 9 –
пиромеханизм; 10 – ограничитель разброса руки; 11 – притяг ноги; 12 – лопасть ограничителя разброса руки; 13 –
ручка катапультирования; 14 – механизм подъема ноги
- срабатывание пиропривода механического включения бортовой системы
сброса фонаря, дублирующего электрическое включение пиромеханизма сброса.
пиротехническая система обеспечивает сброс фонаря 1.
В случае отказа бортовой системы аварийного сброса фонаря летчик
должен отпустить поручни катапультирования, сбросить фонарь с помощью
бортовой системы автономного аварийного сброса и повторить вытягивание
поручней.
В некоторых случаях катапультирование может пройти и сквозь
остекление фонаря.
- при сбросе фонаря самолета срабатывает механизм блокировки. Механизм
блокировки замыкает электрическую цепь и разблокирывает механический
привод включения энергодатчика 5.
ПРОЦЕСС ВЫХОДА КАТАПУЛЬТИРУЕМОГО КРЕСЛА ИЗ КАБИНЫ
(ДВИЖЕНИЕ В НАПРАВЛЯЮЩИХ РЕЛЬСАХ)
- под действием газов стреляющего механизма (1-й ступени энергодатчика
– КСМ 5 кресло с ускорением начинает двигаться в направляющих рельсах
кабины;
- при движении катапультируемого кресла по направляющим рельсам до
момента выхода его из кабины вводятся в действие агрегаты автоматики кресла,
обеспечивающие работу всех его систем. И происходит расстыковка разъемов
объединенного разъема коммуникаций:
- прекращается питание электрооборудования кресла от бортовой сети
самолета, коммуникации бортового оборудования самолета отсоединяются от
высотного снаряжения летчика, включается подача кислорода летчику от
кислородного баллона кресла, обеспечивающего дыхание летчика до снижения
на безопасную высоту;
- в зависимости от скорости полета вводится (или не вводится) в поток
закрепленный на конструкции кресла дефлектор 6, обеспечивающий
дополнительную защиту летчика от действия скоростного напора;
- включается пиромеханизм системы стабилизации, вводящий в поток
телескопические штанги 7 с закрепленными на них стабилизирующими
парашютами 8;
- разъединяются трубы стреляющего механизма (1-й ступени КСМ),
пиромеханизм-воспламенитель включает пороховой заряд ракетного двигателя
(2-й ступени КСМ), кресло сходит с направляющих рельсов и совершает полет
по траектории.
Полет лётчика в катапультируемом кресле по траектории на начальном
"активном" участке происходит с работающим ракетным двигателем.
Траектория полета и угловое положение кресла на траектории зависят от высоты,
положения и скорости полета самолета, при которых произошло
катапультирование, а также от того, каким образом осуществляется
стабилизация кресла.
Выбор направления катапультирования, правильная поза человека и
фиксация его тела в кресле обеспечивают безопасность воздействия перегрузок
при катапультировании.
СТАБИЛИЗАЦИЯ И СНИЖЕНИЕ ВЫСОТЫ КАТАПУЛЬТИРУЕМОГО
КРЕСЛА ПОСЛЕ ВЫХОДА ИЗ КАБИНЫ
Основной (спасательный) парашют может быть введен на определенной
скорости движения системы (допустимой скорости ввода парашюта,
определяемой возможностью наполнения купола парашюта и прочностью
купола и стропов) и высоте.
Стабилизация катапультируемого кресла
Торможение и снижение лётчика в катапультном кресле до допустимой
скорости и высоты ввода парашюта и прекращения сращения этой системы
используют аэродинамические средства стабилизации – закрепленные на
заголовнике кресла складные горизонтальные (1) и вертикальные (2) щитки или
стабилизирующие парашюты, размещаемые на телескопических штангах,
позволяющих вывести их из зоны аэродинамического затенения кресла, которые
раскрываются при выходе кресла в поток. Наиболее распространены
двухкаскадные или трехкаскадные парашютные системы стабилизации.
ВВОД ПАРАШЮТА И РАЗДЕЛЕНИЕ КАТАПУЛЬТНОГО КРЕСЛА
В рассматриваемом примере для ввода спасательного парашюта и
надежного разделения кресла и летчика используется пиромеханизм ввода
парашюта, который под действием газов сработавшего пиропатрона
отстреливается вместе с заголовником от кресла.
После отделения заголовника:
- срабатывают резаки (гильотины) и перерезают ремни притяга плеч,
освобождая плечи летчика от связи с креслом;
- происходит расчековка и ввод спасательного парашюта: раскрывается
находящаяся в заголовнике 2 камера парашюта и спасательный парашют 10
выходит из камеры и чехла 9;
- срабатывают резаки ремней притяга пояса и ног, освобождая летчика от
связи с креслом, ограничители разброса рук освобождают руки летчика,
разделяется разъем коммуникаций, связывающий высотное снаряжение летчика
с кислородным прибором кресла.
РАСКРЫТИЕ ПАРАШЮТА И ПРИЗЕМЛЕНИЕ ЛЁТЧИКА ПОСЛЕ
КАТАПУЛЬТИРОВАНИЯ
Сила отдачи при отстреле заголовника отбрасывает кресло от летчика вниз,
наполняющийся купол парашюта тормозит движение летчика и лётчик начинает
спускаться на наполненном парашюте.
После разделения лётчик и катапультного кресла срабатывают пирорезки
и НАЗ размещенным в ранце 12, отделяется от жесткой крышкой-сиденья 11,
удерживаясь на ней с помощью фала 13. Также выходит и повисает на
фале плавучий автоматический радиомаяк 14, который включается в работу и
подает аварийные сигналы при спуске летчика на парашюте и при приземлении
(приводнении) и автоматически наполняется надувная спасательная лодка или
плот 15.
Такая система обеспечивает высокую вероятность спасения экипажа
военного самолета в широком диапазоне скоростей и высот полета.
Профилированная крышка чашки сиденья с блоком жизнеобеспечения К-36ДМ серии 2:
1 – профилированная крышка; 2 – ручка «АВАР. КИСЛОРОД»; 3 – скоба крепле-ния подвесной системы; 4 – фал с
карабином; 5, 6 – опоры; 7 – подушка; 8 – лямка; 9 – объединенный разъем коммуникаций; 10 – накладка; 11 –
цапфа; 12 – клапаны; 13 – вытяжной фал; 14 – карабин; 15 – резиновая накладка; 16 – пирорезак; 17 – шнур; 18 –
скоба
ДЕЙСТВИЯ ЛЁТЧИКА ПОСЛЕ РАСКРЫТИЯ ПАРАШЮТА
После того, как лётчик убедится что парашют раскрылся он должен:
- снять маску, открыть светофильтр защитного шлема или щиток
гермошлема (на высотах не более 3000 м);
- осмотреться, определить направление сноса и примерное место
приземления (приводнения);
- заправить главную круговую лямку подвесной системы под бедра;
Дальше происходит приземление или приводнение. На каждый такой
случай есть инструкция с описанием необходимых к выполнению действий, но
здесь они приводиться не будут.
ОСОБЕННОСТИ ИСПОЛЬЗОВАНИИ КАТАПУЛЬТИРУЕМОГО КРЕСЛА
НА РАЗНЫХ ВЫСОТАХ И СКОРОСТИ
При катапультировании на стоянке или на малой скорости при
рулежке, взлете и послепосадочном пробеге подъем по траектории
осуществляется в нестабилизированном положении, а ввод спасательного
парашюта производится при приближении системы "летчик–катапультное
кресло" к вершине активного участка траектории.
При катапультировании на высоте до 5000 м система "летчик–
катапультное кресло" поднимается по траектории в стабилизированном,
устойчивом положении, проходит над килем самолета, спасательный парашют
вводится в начальный момент снижения системы "летчик–катапультное
кресло".
При катапультировании на высоте более 5000 м и высокой скорости
полета система "летчик–катапультное кресло" поднимается по траектории в
стабилизированном, устойчивом положении, проходит высшую точку
траектории и далее снижается, спасательный парашют вводится на высоте, не
превышающей 5000 м.
ХРОНОЛОГИЯ КАТАПУЛЬТИРОВАНИЯ ЛЁТЧИКА НА ПРИМЕРЕ
КАТАПУЛЬТИРУЕМОГО КРЕСЛА К-36ДМ
Разные катапультируемые кресла имеют разное время катапультирование.
Ниже приведено время для кресла К-36ДМ, взятое с Википедии.
0 секунд. Лётчик дёргает поручни (держки). Происходит подготовка к
катапультированию. Подаётся команда на сброс фонаря, начинается работа
автоматики. Происходит инициация системы фиксации: начинается
притягивание ремней, фиксация и подъём ног, опускаются и сводятся боковые
ограничители рук.
0,2 секунды. Фиксация заканчивается. Если сброшен фонарь — подаётся
команда на катапультирование. На высоких скоростях вводится защитный
дефлектор.
0,35-0,4 секунды. Стреляющий механизм двигает кресло по направляющим.
Начинается ввод стабилизирующих штанг.
0,45 секунды. Кресло выходит из кабины. Включаются реактивные
двигатели. При необходимости (крен самолёта или разведение лётчиков при
двойном катапультировании) включаются двигатели коррекции по крену.
0,8 секунды. На малых скоростях происходит отстрел заголовника,
разделение с креслом и ввод парашюта. На больших скоростях это происходит
после торможения до приемлемой скорости.
Через 4 секунды после разделения с креслом НАЗ отделяется от лётчика и
повисает снизу на фале.
НАЗЕМНЫЕ ПРЕДОХРАНИТЕЛИ ПИРОМЕХАНИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ
Наземные предохранители предназначены для исключения возможности
непреднамеренного срабатывания механизмов катапультного кресла,
пиромеханической системы управления сбросом фонаря. Что может привести к
поломке катапультного кресла, фонаря или травме/гибели техника
обслуживающего самолёт или лётчика.
Все наземные предохранители имеют присвоенные им порядковые номера
и места их установки в механизмы систем, что указано на бирках с поясняющими
надписями. Бирки прикреплены к фалам кабинных (эксплуатационных) и
внекабинных (монтажных) связок предохранителей.
Кабинная связка наземных предохранителей (общий вид)
Вот так выглядит кабинная связка наземных предохранителей
пиромеханической системы катапультного кресла установленная на
катапультное кресло К-36ДМ.
Для справки 1.
Что такое энергодатчик.
Энергодатчик - этоустройство, способное разогнать катапультируемое
кресло до скорости, необходимой для безопасного покидания самолёта.
Наиболее широко используются пиротехнические устройства, которые
выбрасывают катапультируемое кресло с летчиком из кабины самолета силой
давления газов сгорающего порохового заряда (стреляющие механизмы,
ракетные двигатели).
Для справки 2.
КСМ - это комбинированный стреляющий механизм.
Включение ракетного двигателя непосредственно в кабине летательного
аппарата опасно из-за возможности ожога летчика, повреждения его снаряжения
или оборудования кресла факелом ракетного двигателя, отражающимся от
стенок кабины. Поэтому необходимо предварительно катапультировать кресло
из летательного аппарата. Это и позволяет сделать комбинированный
стреляющий механизм.Состоит КСМ из стреляющего механизма и и порохового
ракетного двигателя, который включается в действие после выхода кресла из
кабины и осуществляет его разгон до скорости 30 м/с и более от начальной (12–
14 м/с), обеспеченной стреляющим механизмом. Этой скорости вполне
достаточно для безопасного перелета через киль современного самолета при
скоростях полета до 1300 км/ч и более.
Для справки 3.
Как говорят опытные лётчики при отработке навыков катапультирования
из самолета пиропатрон рассчитан на создание перегрузок 6-8g. При реальной
зарядке кресла пиропатрон рассчитан на 20-25g.
При показательных катапультированиях (раньше такое практиковалось в
строевых частях в целях морально психологической подготовки летного состава.
Как сейчас - не знаю), когда катапультирование проводили на высоте 500м
(высота полета по кругу) с горизонтального полета из задней кабины Миг-17 с
заранее снятым фонарем и на оптимальной приборной скорости полета, то заряд
пиропатрона делали на 16-18g. Цель уменьшения заряда по сравнению с боевым:
избежать риска компрессионного сдвига позвонков.
После "боевого" катапультирования лётчики проходят обязательную
медкомиссию. И как говорят у всех есть проблемы: или сдвиг позвонков, или
компрессионный перелом или ещё что-нибудь похлеще.
Комбинированный стреляющий механизм КСМУ-36 катапультного кресла К-36ДМ серии 2
1 – механизм ввода парашюта; 2 – первая ступень; 3 – установочный болт; 4 – наконечник; 5 – штуцер;
6 – телескопическое устройство системы дополни-тельной защиты от воздушного потока; 7 – вторая
ступень; 8 – направляющий штифт; 9 – фиксатор; 10 – срезное кольцо; 11 – гайка крепления срезного
кольца; 12 – крышка
Для справки 4.
Для катапультных кресел используют парашюты ИПС-72ПСУ-36, ПСУ-36
серии 2, ПСУ-36 серии 3-3, ПСУ-36 серии 3-5, ПСУ-36 серии 4-3, ПС-М серии 2,
ПС-М серии 3, ПС-М серии 4, ПС-М серии 5, С-5И серии 2, С-4Б серии 2, СП-36
серии 2, СП-93, ПС-Т серии 2.
Для справки 5.
Кроме катапультных кресел для самолётов есть катапультные кресла для
некоторых боевых вертолётов. Например, Катапультно-амортизационная
система К-37-800М для вертолётов Ка-50 и Ка-52.
Для справки 6.
После любого катапультирования лётчики проходят медкомиссию. Т.к.
перегрузки, вызванные катапультированием, влияют на позвоночник,
внутренние органы и физическое состояние в целом.
Как заявляет генеральный конструктор НПП «Звезда» Гай Северин 97
процентов пилотов продолжают летать.
Часть лётчиков после катапультирования отказывается возвращаться к
лётной деятельности.
Для справки 7.
Ситуации, когда нужно произвести катапультирование
в руководстве по лётной эксплуатации конкретного типа самолёта.
приведены
Взлетно-посадочные устройства.
1.Общая характеристика взлетно-посадочных устройств
Взлетно-посадочные устройства (ВПУ) обеспечивают взлет, посадку и
руление самолета с использованием бетонированных взлетно-посадочных
полос и включают в себя:
- шасси;
- носки крыла и флапероны (в режиме закрылков);
- тормозную посадочную парашютную систему (ТППС).
2.Шасси самолета
Шасси самолета трехопорное. Основные опоры убираются в ниши
центроплана, передняя – в нишу ГЧФ. Все опоры убираются вперед, против
потока и после уборки закрываются створками и обтекателями.
На каждой опоре установлено по одному бескамерному колесу.
Подвеска основных колес телескопическая, переднего – полурычажная.
Амортизация шасси – азотногидравлическая, с торможением рабочей
жидкости на прямом и обратном ходе штоков амортизаторов. Переднее
колесо нетормозное, основные – оборудованы дисковыми гидравлическими
тормозами. Для улучшения маневренности при рулении передняя опора
оборудована системой поворота колеса (МРК).
Уборка и выпуск шасси осуществляются от гидросистемы.
Предусмотрен аварийный выпуск шасси энергией сжатого азота.
- Основные опоры воспринимают нагрузки, действующие на самолет
во время посадки, передвижения на земле и при стоянке.
Составные элементы:
- Амортстойка со штангой, механизмом привода и шлиц- шарниром.
- Колесо КТ156Д
- Цилиндр – подъемник управления стойкой.
Амортизационная стойка основной опоры совмещает функции
основного элемента опор амортизатора.
На колесе установлены: электродвигатель с вентилятором для
охлаждения колеса.
В дисковой части барабана со стороны съемной реборды установлен вентиль
для заполнения шины воздухом. Общее время работы вентиляторов
охлаждения колес с момента выпуска шасси до отключения на стоянке не
более 25 мин. Повторное включение вентиляторов – через 30 мин.
В ободной части барабан (под шиной) установлены три легкоплавкие
пробки, служащие для предотвращения взрыва шины при перегреве колеса.
При выплавлении одного или двух термосвидетелей на 1250С колесо
снимается и осматривается вместе с тормозом, если есть вспучивание пробки
колесо снимается с эксплуатации.
- Передняя опора самолета состоит:
- амортстойка;
- подкос – подъемник;
- вилка со шлиц- шарниром;
- колесо не тормозное КН27;
- грязезащитный щиток;
- гидравлическая система управления поворотом колеса (МРК)
Подкос – подъемник служит для уборки и выпуска передней
опоры. Одновременно он является силовым элементом, удерживающим
опору в выпущенном положении.
Колесо нетормозное КН- 27 состоит:
- барабан;
- бескамерная шина.
Для управления движением самолета на земле применена система
управления колесом передней опоры (МРК). Система позволяет управлять
передним колесом при рулении, разбеге и пробеге самолета (в режиме
управления); гасить автоколебания типа «шимми» колеса (в режиме
демпфирования).
Тормозная посадочная парашютная система (ТППС)
Служит для сокращения длины пробега самолета при посадке и
прекращенном взлете совместно с тормозами колес.
Створка под действием механизма открытия откроется выдернет чеку
из клапана камеры парашюта. Пружина вытяжного парашюта введет его в
поток. Вытяжной парашют в свою очередь вытягивает тормозной парашют.
Кнопка выпуска и сброса тормозного парашюта находится на левой панели
кабины самолёта.
Система управления самолетом.
1.Общая характеристика системы управления самолетом
Система управления самолетом служит для изменения параметров
движения самолета в воздухе. Управление осуществляется совместной
работой механической и тродистанционной системами управления.
Система дистанционного управления служит для продольного и
поперечного управления самолетом и обеспечивает необходимые
характеристики устойчивости и управляемости относительно трех осей
(автоматы продольной, поперечной, путевой устойчивости и перекрестных
связей).
Продольное управление осуществляется синхронным отклонением
половин стабилизатора. Передача перемещений от ручки управления
самолетом (РУС) к стабилизатору осуществляется при помощи СДУ-10.
Для улучшения взлетно – посадочных и маневренных характеристик
самолета используется механизация крыла в виде отклоняемых носков и
флаперонов (в режиме закрылков). Управление механизацией крыла на маневре
не связана с РУС и педалями и осуществляется системой СДУ- 10 автоматически
в зависимости от угла атаки самолета.
СДУ работает в нескольких режимах: взлет-посадка, полет, дозаправка.
Режимы отличаются в основном передаточными коэффициентами и
функционированием отдельных отклоняемых поверхностей. Например, в
режиме «дозаправка» самолет движется намного плавнее, чем в режиме «полет».
Во время полета система постоянно анализирует положение самолета в
пространстве, скорость и направление полета и управляет флаперонами,
носками, передним горизонтальным оперением, рулями направления и высоты а
также углом отклонения сопел в вертикальной плоскости.
В системе имеются ограничители предельных режимов не позволяющие
летчику вывести самолет за пределы его возможностей. При приближении к
предельным режимам ручка летчика начинает мощно дрожать, так, словно
самолет сейчас развалится, хотя на самом деле это имитация.
Поперечное
управление
осуществляется
дифференциальным
отклонением флаперонов и половин стабилизатора. Перемещение РУС к
флаперонам передается через жесткую механическую проводку, а к
стабилизатору – при помощи СДУ- 10.
Управление по курсу осуществляется отклонением рулей направления
(РН). Передача перемещений от педалей к РН осуществляется через жесткую
(механическую) проводку или автоматически от СДУ-10, или совместной
работой педалей и СДУ-10.
Во всех трех каналах управления установлены рулевые гидроприводы
аналогичные бустерам, состоящие из двух раздельно установленных,
агрегатов (распределительных устройств МР и силовых гидроцилиндров ГЦ),
гидравлически связанных между собой. Поэтому шарнирный момент от
воздушных нагрузок возникающие на рулевых поверхностях при их
отклонениях, на РУС и педали не передаются (необратимая схема). Для
создания «чувства управления» у летчика к РУС и педалям подключены
пружинные загрузочные механизмы (ПЗМ),
а для снятия усилий с них до необходимых при пилотировании самолета и
балансировки его в полете – механизмы триммерного эффекта (МТЭ) МП100М.
Составной
частью
управления
самолетом
является
система
автоматического управления САУ-10. Исполнительными механизмами этой
системы являются МТЭ и исполнительные механизмы СДУ- 10.
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ФЛАПЕРОНАМИ
Система управления флаперонами обеспечивает:
- дифференциальное отклонение в режиме элеронов в зависимости от
отклонения ручки управления;
- синхронное отклонение в режиме закрылков от переключателя
«ЗАКРЫЛКИ ВЫПУЩЕНЫ - УБРАНЫ»;
- синхронное отклонение в режиме закрылков при маневре самолета,
автоматически, по сигналам системы СДУ-10.
НАЗНАЧЕНИЕ И УСТРОЙСТВО АГРЕГАТОВ СИСТЕМЫ
Ручка управления самолетом
Ручка управления самолетом служит для управления флаперонами в
режиме элеронов и стабилизатором.
Ручка управления самолетом.
1 – Кнопка отключения системы автоматического управления (САУ). Также
под мизинцем пилота располагается рычаг временного отключения САУ:
двигаясь на автопилоте, летчик нажимает на рычаг и вручную выполняет
маневр, после чего САУ продолжает вести самолет по новому курсу.
2 – Четырехпозиционный переключатель режимов КБО для выбора боевых и
навигационных режимов комплекса бортового оборудования.
3 – Кнопка приведения к горизонту. В случае потери ориентации в
пространстве , в том числе при плохом самочувствии после перегрузок, пилот
может нажать эту кнопку чтобы самолет автоматически вернулся к
прямолинейному движению с нулевым креном и тангажом.
4 – Кнопка стрельбы для пушечного вооружения. Ракеты запускаются
гашеткой.
5 – Переключатель «Маневр-траекторное управление» переводит самолет в
режим сверхманевренности.
6 – Кнюппель (джойстик) управления маркером отвечает за положение
курсора на экране.
Распределительные механизмы МР-80 (МР-70, МР-60)
Являются
распределительными
механизмами,
двухканальных
гидроприводов управления флаперонами (носками крыла, РН).
Рулевая машина РМ-130Б
Рулевая машина РМ-130Б является исполнительным механизмом СДУ
флаперонами.
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ РУЛЯМИ НАПРАВЛЕНИЯ
Система управления обеспечивает управление рулями направления
(РН). Управление РН осуществляется отклонением педалей, движение
которых до механизмов распределения рабочей жидкости гидросистемы
самолета передается по жесткой проводке. Рули отклоняются усилиями
гидроцилиндров по линейной зависимости от хода педалей.
Примечание: От педалей также осуществляется управление поворотом
переднего колеса и управление основным торможением колес шасси.
НАЗНАЧЕНИЕ И УСТРОЙСТВО АГРЕГАТОВ УПРАВЛЕНИЯ РН
Педальный механизм
Педальный механизм служит для отклонения РН управления
поворотом переднего колеса шасси и для основного торможения колес
шасси.
Управление РН осуществляется перемещением педалей вперед – назад,
торможение нажатием носками ног на верхние части педалей.
Педальный механизм состоит из кронштейна, на котором установлены
рычаги с закрепленными на них шарнирно педалями. Максимальный ход
педалей относительно кронштейна ограничивается регулируемыми упорами.
Электрогидравлический привод ПМ-15БА
Электрогидравлический привод ПМ- 15БА является исполнительным
агрегатом системы СДУ-10.
Состоит из основания и смонтированных на нем трех
электрогидравлических блоков.
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ НОСКАМИ КРЫЛА
Управление носками крыла осуществляется системой СДУ-10.
НАЗНАЧЕНИЕ И УСТРОЙСТВО АГРЕГАТОВ
Проводка управления – комбинированная и состоит из тяг, секторов,
трос, текстолитовых роликов, кронштейнов.
На правом борту установлен регулируемый упор, ограничивающий
сектора, а следовательно, угол отклонения носков.
Тросовая проводка имеет два разъема тендерного типа.
Пружинная тяга (соединяющая рулевую машину с сектором).
Ход штока обеспечивает полный диапазон отклонения выходной
качалки рулевой машины. Пружина тяги работает только на сжатие при ходе
штока в обе стороны.
Рулевой привод включает в себя механизм распределения и
гидроцилиндры. Механизм распределения МР- 70 аналогичен МР- 80.
Отличаются друг от друга конструкцией и величиной хода входной качалки.
Рулевая машина РМ-190 по принципу действия аналогична РМ-130Б.
Отличием является то, что гидродвигатель РМ-190 двухкамерный.
УПРАВЛЕНИЕ ФЛАПЕРОНАМИ И СТАБИЛИЗАТОРОМ
Управление флаперонами
1,4 – кронштейны; 2 – электромеханизм МП- 100М триммерного эффекта; 3,12,15,17,19,32 – качалки; 6 – механизм
загрузки; 7 – датчик ДА (САУ); 8 – тяга от ручки управления; 9 – герметичный вывод; 10 – ручка управления;
11,14,16,18,20,23,25,31 – тяги; 13 – дополнительный механизм загрузки; 21,22,24,26 – направляющие; 28 – рулевая машина
РМ-130Б (СДУ); 29 – механизм управления флаперонами; 30 – электромеханизм МПФ-10С; 27,33 – пружинная тяга; 34 –
механизм распределения МР-80; 35 – гидроцилиндры; 36 – серьга; 57 – датчик ДПР-45; 58,59 – тяги обратной связи от
флаперонов к механизмам распределения; 60 – редуктор УГ137-4; 61 – обратный клапан.
Управление стабилизатором
37 – рычаг оси стабилизатора; 38 – ось стабилизатора; 39 – тяга датчика ДС-11А; 40 – датчик ДС – 11А положения
стабилизатора; 41 – гидроцилиндр РЦД1Б-500; 42 – распределительное устройство РЦД1Б-100; 43,49,51 – тяги; 44 –
герметичный вывод; 45 – датчик ДА (САУ); 46 – механизм загрузки; 47 – качалка; 50 – электромеханизм МП-10М механизм
триммерного эффекта; 53 – пружинная тяга; 54 – рычаг РМ-130Б; 55 – рулевая машина РМ-130Б; 56 – датчик ДПР-45; 52 –
качалка с упором.
СХЕМА УПРАВЛЕНИЯ ОТКЛАНЯЕМЫМИ НОСКАМИ КРЫЛА И ФЛАПЕРОНАМИ
1,3,21,23 – отклоняемые носки крыла; 4,5,20,22 – гидроцилиндры ГЦ-40; 6,19 – тяги обратной связи от носков крыла к
механизму распределения; 7,18 – механизм распределения МР-70; 8,17 – пружинные тяги соединения секторов с механизмами
распределения; 9,16 – секторы; 10 – тяга соединения сектора с датчиком ДС-11А; 11 – датчик ДС-11А из комплекта СДУ; 12
– тросы соединения секторов; 13 – ролики; 14 – рулевая машина РМ-190 из комплекта СДУ; 15 – пружинная тяга,
соединяющая рулевую машину с сектором; 25,43 – флапероны; 26,42 – гидроцилиндры ГЦ-30; 27,41 – тяги обратной связи от
флаперонов к механизмам распределения; 28,40 – распределительные механизмы МР-80; 29,39 – пружинные тяги проводки
к флаперонам; 31,33,35,37 – тяги распределения проводки к флаперонам; 30,32,36,38 – качалки; 34 – механизм управления
флаперонами; 44 – регулируемый упор ограничения углов отклонения носков крыла; 45 – отверстие для штыря вставляемого
при регулировочных работах; 46 – поддерживающие колодки, направляющие ролики; 47,48,2,24 – гидроцилиндры; 49 –
редуктор УГ137-4; 50 – обратный клапан 990-4-6; 4,22 – ГЦ-40-01-000Г; 2,24 – 11.5313.3.030.903;5,20 – ГЦ-40-000Г; 47,48 –
11.5313.3.030.901.
СХЕМА УПРАВЛЕНИЯ РУЛЯМИ НАПРАВЛЕНИЯ
1 – педальный механизм; 2,4,9,11,13,16,18,20,24,27,31,33,35,37,46,48,50,52,54 – тяги проводки от педалей до
распределительных механизмов; 3 – гермовывод; 5,8,10,12,15,26,30,32,34,36,47,49,51,53 – качалки проводки управления; 6 –
электромеханизм МП-100М триммерного эффекта; 7 – пружинный механизм загрузки; 14 – пружинная тяга привода системы
поворота колеса передней опоры самолета; 17,19,21,23 – направляющие ролики; 25 – кронштейн; 28 – качалка; 38,45 –
распределительные механизмы МР60Б; 39,44 – качалки распределительных механизмов; 40,43 – тяги обратной связи; 41,42 –
блоки гидроцилиндров НП20Б; 55 – дифференциальная качалка; 56 – тяга соединяющая электрогидравлический привод СДУ
с дифференциальной качалкой; 57 – электрогидравлический привод ПМ15ЕА из системы дистанционного управления; 58,59
– отверстия под фиксаторы при регулировки системы управления рулями направления; 60 – дополнительный механизм
загрузки; 61 – гидроцилиндр подключения дополнительного механизма загрузки; 62 – кронштейн.
Гидравлическая система.
ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ГИДРАВЛИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ САМОЛЕТА
Гидросистема (ГС) служит для – обеспечения работы гидроагрегатов,
функционирование которых требует больших усилий и быстрого действия,
при относительно малых габаритах и массе.
ГС самолета состоит из двух автономных систем: первой (1ГС) и второй
(2ГС). Рабочей жидкостью является авиационное масло гидравлическое
АМГ-10Б (АМГ-10).
Каждая ГС, состоит из контура питания и систем потребителей.
Контур питания обеих ГС аналогичны друг другу.
1ГС обеспечивает работу:
- стабилизатора (РН, флаперонов, носков крыла совместно с 2ГС);
- панели левого ВЗ;
- защитного устройства левого ВЗ;
- стоек и створок шасси;
- автоматического торможения колес при уборке шасси;
- поворота переднего колеса;
- стартового и аварийного торможения колес;
- ограничителя хода педалей (включение и отключение ПЗМД);
- системы СДУ (ПМ-15БА РН и РМ-190 носков крыла) совместно со 2ГС.
2ГС обеспечивает работу:
- стабилизатора, РН, флаперонов, носков крыла (совместно с 1ГС);
- тормозного щитка;
- панели правого ВЗ;
- защитного устройства правого ВЗ (сетка);
- основного торможения колес;
- системы СДУ (ПМ-15БА РН и РМ-190 носков крыла совместно с 1ГС, РМ-130Б
флаперонов и РМ-130Б ограничения предельных режимов);
- ограничителя хода ручки управления по крену (включение и отключение
ПЗМД).
Основные данные гидросистемы
Максимальное давление….280+15-10 кгс/см2
Полная заправочная емкость гидросистем 1ГС….60л
2ГС….30л
Рабочая жидкость…..масло АМГ-10Б (АМГ-10)
КОНТУРЫ ПИТАНИЯ ГИДРОСИСТЕМ
Контур питания предназначен для обеспечения бесперебойной работы
потребителей ГС путем подачи к ним рабочей жидкости в необходимом
количестве и с заданным давлением.
Источником давления в каждой ГС служат плунжерные насосы НП-112А.
Вспомогательным
гидроаккумулятор.
источником
давления
в
каждой
ГС
служит
Создание резерва жидкости в системе обеспечивается гидробаком. С целью
охлаждения жидкости, поступающей на вход в насос, часть трубопровода
всасывания в расходном топливном баке.
Очистка жидкости от механических примесей производится тремя фильтрами:
один в линии нагнетания и двумя – в линиях слива.
Удаление воздуха из гидробака обеспечивается стравливающим клапаном.
Технические данные бака
Полный (заправочный) объем бака….16л
Давление азота, подводимое из газовой полости гидроаккумулятора
При отсутствии давления в ГС….100-5кгс/см2
Гидроаккумулятор
Гидроаккумулятор (г/а) служит для сглаживания пульсации давления
жидкости закачивающим узлом насоса для компенсации пиковых расходов
жидкости при включении потребителей. Кроме этого г/а 1ГС обеспечивает
кратковременную работу панелей левого ВЗ в ручном режиме, а г/а 2ГС –
панелей правого ВЗ в ручном режиме и буксировочное торможение колес.
Гидроаккумуляторы 1ГС и 2ГС установлены соответственно в левом и
правом каналах ВЗ между шп. № 28 ак и № 29ак.
Гидравлические фильтры
В каждой гидросистеме установлено по 3 фильтра:
Все фильтры конструктивно аналогичны друг другу. Отличаются
размерами, типом фильтроэлемента, тонкостью фильтрации и пропускной
способностью.
Агрегаты контуров питания и бортовые клапаны подключения наземной
гидроустановки размещены:
- 1ГС – по левому борту самолета;
- 2ГС – по правому борту самолета.
Фото лючка
НАЗНАЧЕНИЕ И УСТРОЙСТВО АГРЕГАТОВ КОНТУРОВ ПИТАНИЯ
Насос НП-112А
Насос НП-112А плунжерного типа, переменной производительности, с
механизмом разгрузки и служит для создания и поддержания рабочего
давления гидрожидкости.
Гидробак
Гидробак служит для создания резерва жидкости в гидросистеме, приеме
жидкости из системы, компенсации изменения объемов жидкости при
работе потребителей, а также для поддавливания масла на входе в насосы.
Бак цилиндрический, поршневого типа, состоит из гильзы, закрытой с
торцом крышками неподвижного штока, закрепленного на левой крышке
поршня со штоком, скользящим по неподвижному штоку и образующим с
ним замкнутую полость.
Стравливающий клапан
В каждой гидросистеме установлен стравливающий клапан. Служит для
стравливания газа и жидкости из гидробака на земле.
Бортовые клапаны подключения наземной гидроустановки
Каждая ГС имеет два бортовых клапана: нагнетания и всасывания (в нижней
части мотогондол, шт. №35)
Клапаны всасывания используются также для заправки систем.
Сами клапаны
Приборы контроля
Контроль давления в гидросистеме осуществляется дистанционными
индуктивными манометрами,
СИСТЕМА
СИГНАЛИЗАЦИИ
И
АВТОМАТИЧЕСКОГО
ПЕРЕКЛЮЧЕНИЯ
Система обеспечивает индикацию отказов ГС, а также сохранение
способности наиболее важных потребителей при падении давления в одной
из систем, понижения уровня рабочей жидкости в гидробаках 1ГС и 2ГС до
минимального.
КОНТУРЫ ПОТРЕБИТЕЛЕЙ ГИДРОСИСТЕМ
СИСТЕМА ПИТАНИЯ ПРИВОДОВ СТАБИЛИЗАТОРА, РУЛЕЙ
НАПРАВЛЕНИЯ, ФЛАПЕРОНОВ И ОТКЛОНЯЕМЫХ НОСКОВ
КРЫЛА
Система обеспечивает подвод жидкости под давлением из 1ГС и 2ГС в
гидравлические приводы для обеспечения их работы. Система начинает
работать с момента запуска двигателей (начала работы контуров питания
1ГС и 2ГС).
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ТОРМОЗНЫМИ ЩИТКАМИ
Система служит для выпуска и уборки ТЩ. Система работает от 2ГС.
ГИДРОСИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ПАНЕЛЯМИ ВОЗДУХОЗАБОРНИКОВ
Система обеспечивает подвод масла под давлением из 1ГС и 2ГС в агрегаты
управления панелями воздухозаборников АУ-46-05 для обеспечения их
работы. Система начинает работать с момента запуска двигателей (когда
начинают работать контуры питания 1ГС и 2ГС).
АУ-46-05
ГИДРОСИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ЗИЩИТНЫМИ УСТРОЙСТВАМИ
ВОЗДУХОЗАБОРНИКОВ
Система служит для выпуска и уборки сетчатых панелей защиты
воздухозаборников от 1ГС и 2ГС.
ГИДРОСИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ШАССИ
Система обеспечивает уборку – выпуск шасси от 1ГС.
ГИДРОСИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ПОВОРОТОМ КОЛЕСА ПЕРЕДНЕЙ
ОПОРЫ
Гидросистема служит для подачи гидрожидкости к золотниковой головке
механизма.
СИСТЕМА ТОРМОЖЕНИЯ КОЛЕС
В систему торможения колес входят следующие подсистемы:
- основного торможения;
- стартового торможения;
- аварийного торможения.
Основное торможение
Основное торможение служит для уменьшения длины пробега и улучшения
маневренности при рулении по аэродрому; работает от 2ГС, рабочее
давление торможения колес 90-130 кгс/см2.
Торможение правого и левого колес осуществляется по отдельным линиям.
Аварийное торможение
Аварийное торможение служит для одновременного торможения колес при
отказе основной системы, а так же для автоторможения колес при уборке
шасси, работает от 1ГС рабочее давление торможения колес (80-120)
кгс/см2
Стартовое торможение
Стартовое торможение служит для удержания самолета при работе
двигателей на повышенных режимах работы. Система работает от 1ГС.
Включение стартового тормоза осуществляется гашеткой на ручке
управления самолетом. Давление стартового торможения 170-230 кгс/см2.
При аварийном и стартовом торможении колес антиюзовая автоматика в
работе не участвует.
СИСТЕМА ВКЛЮЧЕНИЯ ОГРАНИЧИТЕЛЯ ХОДА РУЧКИ
Система служит для включения дополнительного механизма загрузки РУС
по сигналу от СДУ (2ГС).
ЗАПРАВКА ГИДРОСИСТЕМЫ И ЕЕ КОНТРОЛЬ
Контроль заправки маслом обеих гидросистем осуществляется визуально по
положению фланцев штока гидробаков через прорези в кожухах.
Наблюдение за положением фланца штока производится через люк,
расположенный на наружном борту хвостовой части в районе шп. 39. Для
удобства наблюдения у кожуха гидробака установлена лампа подсвета,
которая загорается при нажатии кнопки с трафаретом «ПОДСВЕТ
ГИДРОБАКА», расположенной рядом с люком.
Контроль заправки производить – при отсутствии давления в гидросистеме
при положении органов управления: флапероны выпущены полностью,
стабилизатор полностью на кабрирование, ТЩ убран, шасси выпущены,
гидроаккумулятор заряжен до нормы.
При нормальной заправке гидросистемы фланец штока гидробака должен
находиться в положении, соответствующем надписи «НОРМА».
Заправка маслом производится через бортовые клапаны всасывания с
помощью пульта или УПГ-300.
Контроль давления в гидроаккумуляторе и гидросистеме
Давление в ГС должно быть стравлено. Включить в кабине
«АЭР.ПИТ.САМОЛЕТ И СИЛОВЫЕ 1,2» нажать на кнопку БК-4
(«ГИДРОАККУМ.») .Давление должно быть 100 кгс/см2 при tнаруж.возд.= 200С
или по графику (в зависимости от температуры наружного воздуха).
ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ ГИДРОСИСТЕМЫ В ПРОЦЕССЕ
ЭКСПЛУАТАЦИИ
1.Загрязнение фильтров гидросистемы при нормальном износе агрегатов, и при
разрушении и повышенном износе агрегатов.
2.Внешняя негерметичность соединений трубопроводов и рукавов из-за
недожатия трещин и потертостей. Износ уплотнений гидроагрегатов.
3.Наличие воздуха в гидросистеме, что проявляется в неравномерном
перемещении поверхностей и органов управления.
ПНЕВМАТИЧЕСКАЯ СИСТЕМА.
ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ПНЕВМАТИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ
САМОЛЕТА
Пневматическая система самолета состоит из двух автономных подсистем:
- система аварийного выпуска шасси;
- пневмосистема фонаря (открытия, закрытия и герметизации откидной части
фонаря, обеспечения работы противообледенительной системы фонаря и
аварийного сброса откидной части фонаря).
Рабочим телом пневматической системы самолета является сжатый азот.
Картинки всех приборов
СИСТЕМА АВАРИЙНОГО ВЫПУСКА ШАССИ
Система аварийного выпуска шасси служит для аварийного выпуска шасси
при отказах 1ГС.
В систему входят:
- баллон емкостью 9л, давление зарядки 200-15 кгс/см2 (полость амортстойки правой
основной опоры шасси);
- бортовой зарядный клапан 800600М (правая основная опора);
- датчик давления ИМД-300 (там же);
- профильный указатель И2П-300 с надписью «ВОЗДУХ» (на приборной доске);
- механизм аварийного выпуска шасси – красная ручка с надписью
«АВАР.ШАССИ» и трафаретом «ТЯНИ- ПОВЕРНИ ВЛЕВО- ТЯНИ» (слева, вверху
приборной доски).
ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ ПНЕВМОСИСТЕМЫ В ПРОЦЕССЕ
ЭКСПЛУАТАЦИИ
1.Негерметичность системы (постепенное падение давления, за 30 минут есть
падение давления по указателю И2П-300 и за 24 часа падение давления составляет
более 10 кгс/см2) из- за не герметичности зарядного клапана 800600М,
электропневматических клапанов 702800, датчика давления ИМД-300, соединений
трубопроводов, рукавов.
2.Расхождение показаний давления зарядки пневмосистемы на индикаторе с
показаниями манометра зарядного приспособления из-за неисправности манометра
зарядного приспособления, датчика ИМД-300, индикатора в кабине.
ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА УПРАВЛЕНИЯ ФОНАРЕМ
1 – ручка автономного сброса фонаря; 2 – откидная часть фонаря; 3 – тросовая
проводка; 4 – цилиндр управления фонарем; 5 – шланг герметизации; 6 –
штуцер для наземного манометра; 7 – откидной разъем; 8 – механизм замка
подвески; 9 – механизм концевого выключателя открытого положения фонаря;
10 – кран герметизации фонаря; 11 - механизм концевого выключателя
закрытого положения фонаря; 12 – челночный клапан; 13 – механизм ручного
открытия и фиксации фонаря; 14 – кран управления механизма; 15 –
пневмоклапан; 16 – гидроклапаны крана управления; 17 – клапан механизма
ручного открытия фонаря; 18 – насос; 19 – внутренняя ручка механизма
открытия фонаря; 20 – гидробачок; 21 – термоклапан; 22 – обратный клапан;
23 – ручка наземного открытия и закрытия фонаря; 24 – заправочные штуцеры
В,Н,С гидросистемы фонаря; 25 – кран разгерметизации; 26 – рычаг
включения аварийного крана; 27 – аварийный кран; 28 – кран
эксплуатационного управления фонарем; 29 – качалка крана управления
фонарем; 30 – блок редукторов; 31 – зарядный штуцер пневмосистемы; 32 –
фильтр; 33 – обратный клапан; 34 – баллон сжатого воздуха; 35 – манометр; 36
– механическая проводка; 37 – ручка эксплуатационного управления фонарем;
38 – пиробаллон; 39 – электропиротолкатель; 40 – приводная качалка узла
включения аварийных систем; 41 – цилиндр привода на кресле (толкатель
кресла).
А,Б – гидрополости цилиндра управления фонарем
В,Г- пневмополости цилиндра управления фонарем
ФОНАРЬ.
ХАРАКТЕРИСТИКА СОСТАВНЫХ ЧАСТЕЙ ФОНАРЯ
Фонарь расположен в передней части самолета и закрывает сверху кабину
летчика.
Фонарь служит для:
- защиты летчика от воздействия воздушного потока;
- обеспечения летчику обзора;
- выхода и входа летчика в кабину на земле;
- обеспечения аварийного покидания самолета летчиком на земле и в воздухе.
Составные части:
- передняя (неподвижная) часть фонаря;
- откидная часть фонаря;
- система противообледенения фонаря;
- система открытия, закрытия и герметизации фонаря;
- система аварийного сброса фонаря.
УСТРОЙСТВО ФОНАРЯ
Фонарь расположен над кабиной, и состоит из передней и откидной частей.
Передняя часть фонаря крепится болтами к фонарной раме, шп. №4 и
обшивке фюзеляжа. Состоит из каркаса и остекления.
На нижней части дуги
справа и слева установлены штыри, фиксирующие откидную часть в закрытом
положении.
Остекление изготовлено из органического стекла.
Откидная часть фонаря (ОЧФ) расположена между шп. № 7-13 .
состоит из каркаса и остекления.
ОЧФ
СИСТЕМА ПРОТИВООБЛЕДЕНЕНИЯ ФОНАРЯ
Система противообледенения фонаря служит для защиты от обледенения
внешней поверхности левой части переднего стекла фонаря. Защита от обледенения
осуществляется путем разбрызгивания технического этилового спирта через
коллектор, установленный на каркасе передней части фонаря при нажатии в кабине
(на левом борту) выключателя ПРОТИВООБЛЕД. ФОНАРЯ.
Спиртовой бачок служит для хранения технического этилового спирта. В
баке имеется заливная горловина, фильтр, мерная линейка. Вместимость бака 5 л.
СИСТЕМА ОТКРЫТИЯ, ЗАКРЫТИЯ И ГЕРМЕТИЗАЦИИ ФОНАРЯ
Система открытия, закрытия и герметизации фонаря служит для:
- открытия и закрытия фонаря (перемещением ОЧФ вверх и вниз);
- герметизация фонаря (наполнения шланга герметизации);
- фиксации ОЧФ в крайних и любом промежуточном положении;
- открытия и закрытия фонаря при отсутствии давления в пневмосистеме;
- сигнализация закрытого положения фонаря.
Пневмосистема фонаря служит для открытия, закрытия фонаря и аварийного
сброса ОЧФ.
Зарядный штуцер служит для подсоединения наземного источника сжатого
азота.
Фильтр – для очистки азота от механических примесей.
ОК – для пропускания азота в одном направлении.
Манометр – для контроля давления азота.
Баллон – для хранения сжатого азота емкостью 2 л, Р = 200-15кгс/см2.
Блок редукторов служит для понижения давления азота.
Кран управления фонарем служит для подачи азота в полости цилиндра
управления фонарем.
Кран герметизации фонаря служит для подачи азота в шланга герметизации
фонаря при закрытом замке и стравливании азота при открытии замка.
Кран разгерметизации фонаря служит для стравливания азота из шланга
герметизации без открытия замка фонаря.
Гидросистема фонаря служит для открытия и закрытия фонаря при
отсутствии давления в пневмосистеме и фиксации фонаря в любом положении.
Механизм ручного открытия и фиксации фонаря (МРОФФ) служит для
создания давления в гидросистеме управления фонарем.
СИСТЕМА АВАРИЙНОГО СБРОСА ФОНАРЯ
Система аварийного сброса фонаря служит для:
- сброса ОЧФ от ручек катапультирования кресла;
- сброса ОЧФ от ручки автономного сброса;
Сброс ОЧФ производится цилиндром управления фонарем путем подачи в
него азота из баллона (Р= 200 кгс/см2) и пирогазов от пиробаллона (Р= 200 кгс/см2)
аварийной пиросистемы.
Ручка автономного сброса фонаря служит для автономного сброса фонаря
без катапультирования летчика.
Узел включения аварийных систем служит для одновременного и
независимого включения аварийных пиро- и пневмосистем. При заклинивании или
разрушении деталей одной из этих систем препятствий для срабатывания другой не
создается.
Пиросистема фонаря служит для образования пирогазов и воздействия ими
на цилиндр управления фонарем.
Аварийная пневмосистема фонаря служит для подачи азота под давлением
непосредственно из баллона в цилиндр управления фонарем.
ПРОТИВОПОЖАРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА
Противопожарное оборудование самолета включает:
- средства предупреждения пожара;
- средства сигнализации о пожаре;
- средства тушения пожара.
ДТБ-2АУ
1.Средствами предупреждения пожара являются конструктивные
мероприятия по ограничению распространения пожара, организацию
охлаждения и дренажа в пожароопасных отсеках. На самолете пожароопасными
являются двигательные отсеки.
Отсеки изготовлены из пожаростойких материалов. Охлаждение
двигательных отсеков производится через ВЗ за счет скоростного напора
воздуха. Для исключения скопления топлива внутри двигательного отсека
предусмотрена система дренажей, обеспечивающая вывод остатков топлива и
масла за борт фюзеляжа после остановки двигателей или в случае неудавшегося
запуска его.
Для обеспечения взрывобезопасности топливных баков фюзеляжа,
центроплана и крыла их внутренние объемы на 70% заполнены пористым
заполнителем – пенополиуретаном.
2.Средства сигнализации пожара в отсеках двигателей осуществляется
системой СПС-1. На самолете установлено две системы СПС-1.
Средства тушения пожара включает в себя:
- щиток пожаротушения;
- шаровый огнетушитель УБШ-6-2, наполненный на 65% огнегасящей
жидкостью ХЛАДОН 114 В2 и на 35% сжатым обезвоженным воздухом
(азотом), ёмкость балона 6 л.;
- систему подводящих трубопроводов и коллекторов.
Огнетушитель представляет собой шаровый унифицированный баллон с
двумя клапанными пироголовками (средний отсек ХЧФ, шп. № 38).
По международному стандарту ISO № 817-74 техническое обозначение
фреона (хладона) состоит из буквенного обозначения R (от слова refrigerant) и
цифрового обозначения: R114B2.
Первая цифра — это число атомов фтора в соединении;
вторая цифра — это число атомов водорода в соединении;
третья цифра — это общее число атомов углерода в соединении;
число атомов хлора в соединении находят вычитанием суммарного числа
атомов фтора и водорода из общего числа атомов, которые могут соединяться с
атомами углерода;
В случае, когда на месте хлора находится бром, в конце определяющего
номера ставится буква B и цифра, показывающая число атомов брома в молекуле.
ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ В ПРОЦЕССЕ ЭКСПЛУАТАЦИИ
1.Утечка заряда из баллона- огнетушителя из-за недостаточной затяжки
зарядного устройства.
ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА
1.ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ
Топливная система (ТС) служит для подачи топлива к двигателям из баков
в заданной последовательности на всех режимах их работы и при любом
положении самолета в воздухе. Кроме того ТС обеспечивает охлаждение
рабочих тел систем: кондиционирования, гидросистемы, системы охлаждения
РЛС и генераторов электрического тока.
Система эксплуатируется на топливах: основное – РТ с плотностью не
менее 0,8 г/см3, резервное – ТС-1 с плотностью не менее 0,78 г/см3 или их смесях
в любой пропорции.
Топливо на самолете размещено в Б1и 2 центроплана; в Б3 состоящем из
двух баков, расположенных в правой и левой отъемной части крыла; в Б4 и 5,
расположены в ХЧФ между правым и левым двигательными отсеками. Все баки
представляют собой загерметизированные отсеки планера самолета.
Общее количество топлива ….11975л (9400 кг)
СИСТЕМА ЗАПРАВКИ САМОЛЕТА ТОПЛИВОМ
На самолете предусмотрены два вида заправок:
1.Открытая – через заливные горловины с визуальным контролем заполнения
до уровня фильтра горловины, а также по расходомеру топливозаправщика (ТЗ).
2.Закрытая - централизованная, через бортовой заправочный штуцер с
управлением сигнализацией от электронной системы.
Имеется два варианта закрытой заправки под давлением:
- полная заправка (всех баков);
- основная заправка (Б2, Б3, Б5, Б/АКК).
Штуцер заправки служит для подсоединения наземного заправочного
устройства при заправке самолета топливом под давлением. При подсоединении
наземного заправочного устройства клапан отжимается и открывает доступ
топливу.
Перекрывной кран служит для управления заправкой, баков под
давлением. Кран электромеханический. Состоит из электродвигателя, редуктора
и заслонки. Клапан заправки служит для перекрытия магистрали заправки под
давлением по сигналу от поплавкового клапана в Б1 в случае несрабатывания
электрической системы прекращения заправки.
Приводится в действие от системы командного топлива.
Поплавковый клапан служит для управления клапаном заправки.
СИСТЕМА ПОДАЧИ ТОПЛИВА К ДВИГАТЕЛЯМ
Топливо к двигателям подается из расходного отсека Б2 с помощью двух
ГТН-7 по двум магистралям к двигательным насосам ДЦН-82.
Гидротурбонасос ГТН-7
служит для перекачки топлива из Б4 в Б1и Б2 (передний отсек), из Б5 в
расходный отсек Б2, из заднего отсека Б2 в расходный для подачи топлива из
расходного отсека к двигательным центробежным насосам ДЦН-80.
Насос ЭЦН-45С (Б) служит для подачи топлива при запуске
двигателей насосам ДЦН-80 и 82, а также включается как дублирующий насос
при наличии сигнала «НЕТ ПОДКАЧКИ» и оборотах двигателя η2≥35% КРД.
Кран консервации служит для консервации и расконсервации ТС и
его снятия слива топлива. Эксплуатационное положение крана открытое. При
консервации кран переводится до упора вниз. Вместо заглушки подсоединяется
консервационная установка.
СИСТЕМА ПЕРЕКАЧКИ ТОПЛИВА В РАСХОДНЫЙ БАК
Для обеспечения заданной центровки самолета топливо из баков
перекачивается в расходный бак в определенной последовательности.
Струйные насосы и эжекторы служат для перекачки топлива.
Обратные клапаны типа 989АТ-2 служат для обеспечения
протекания топлива (и воздуха в системе наддува и дренажа) в одном
направлении.
Управляемый клапан служит для заправки Б5 и для выработки через
него топлива из бака Подбор остатка топлива. Топливо, которое основные
насосы не смогли подобрать из-за высоты забора по другим конструктивным
причинам, подбирается струйными насосами. Струйные насосы подбора топлива
размещены во всех баках.
СИСТЕМА ПРИВОДНОГО И АКТИВНОГО ТОПЛИВА
В качестве привода ГТН- 7 служит турбина насоса. Рабочим телом для
турбины является топливо высокого давления, подаваемое от 2-х ДЦН – 80.
Топливо отбирается от расходной магистрали в Б2 и подается ко всем ГТН и
струйным насосам по системе трубопроводов с ОК.
Насос ДЦН-80 служит для подачи приводного топлива к ГТН-7 и
активного к СН. Привода насоса осуществляется от ВКА.
Пусковой клапан служит для подачи приводного топлива на турбины.
СИСТЕМА ПРОКАЧКИ ТОПЛИВА ЧЕРЕЗ РАДИАТОРЫ И ПЕРЕПУСКА
ТОПЛИВА
Система обеспечивает охлаждение воздуха системы кондиционирования,
масла генераторов и масла гидросистем.
СИСТЕМА СЛИВА ТОПЛИВА
Эксплуатационный слив топлива (частичный или полный) производится
через 4 крана слива.
Слив топлива из топливных баков производится через один или два
сливных крана расположенных в расходных магистралях за датчиками расхода
топлива.
Аварийный слив топлива производится включением выключателя
«АВ.СЛИВ» на приборной доске справа (под колпачком).
Предусмотрены следующие блокировки на включение аварийного слива
топлива:
- на форсажном режиме;
- при оборотах двигателя η2< 54%;
- при остатке топлива менее 1500 кг.
ПРИБОРЫ И УСТРОЙСТВА КОНТРОЛЯ И УПРАВЛЕНИЯ
Управление работой топливной системы автоматизировано и не требует в
полете каких- либо действий летчика, кроме управления аварийным сливом.
СИСТЕМА НАДДУВА И ДРЕНАЖА ТОПЛИВНЫХ БАКОВ
Система наддува и дренажа топливных баков поддерживает избыточное
давление в топливных баках на всех режимах полета с целью создания
нормальных (бескавитационных) условий работы насосов и обеспечивает
работу.
ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ В ПРОЦЕССЕ ЭКСПЛУАТАЦИИ
1.Неполная выработка остатка из Б2,3 и 4.
- неисправен клапан пуска 772.400 струйных насосов;
- засорился фильтр подвода приводного (активного) топлива к СН Б2, 3 и
4.
2. Неполная выработка остатка из Б1:
- засорился фильтр подвода приводного (активного) топлива к СН Б1.
3.Несоответствие избыточного давления воздуха в топливных баках или бачках
аккумуляторе:
- негерметичность СНД;
- разрегулировка клапанов дренажа или клапана наддува.
Дозапра́вка в во́здухе — операция передачи топлива с одного летательного
аппарата на другой во время полёта.
Дозаправка топливом в воздухе позволяет существенно продлить время
пребывания
в воздухе
и
в некоторых
случаях
обеспечить самолёту неограниченную дальность полёта.
Ввиду того, что максимальная взлётная масса самолёта ниже массы, которой
он может обладать, набрав необходимую скорость и высоту, применение
дозаправки в воздухе даёт самолёту возможность взлететь с минимальным
количеством топлива и с максимальным количеством полезного груза и в
последствии, набрав высоту и скорость, получить недостающее топливо в полёте.
СИСТЕМА КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА
ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА СИСТЕМЫ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ
ВОЗДУХА
Система кондиционирования воздуха (СКВ) обеспечивает:
а) необходимые условия для работы летчика в кабине:
- определенные давления и температуру;
- вентиляцию кабины;
- обдув летчика;
- предохранение стекол фонаря от запотевания.
б) необходимые условия для работы блоков электрорадиотехнического
оборудования:
- охлаждения блоков;
- наддув блоков.
в) кроме того, от системы кондиционирования воздуха отбирается для:
- вентиляция одежды летчика;
- продув контейнера аккумулятора;
- наддув бачка аккумулятора;
- пневмотолкателя в патронный ящик.
В СКВ используется сжатый воздух, отбираемый за 7-й ступенью
компрессора высокого давления обоих двигателей и охлажденный в агрегатах
системы.
Поддержание в кабине определенного давления производится системой
автоматически при помощи регулятора давления в зависимости от высоты
полета.
Вентиляция кабины обеспечивается за счет обмена воздуха, который
поступая в кабину на обдув стекол фонаря и летчика. Выбрасывается в
закабинный отсек через выпускные клапаны. Система обеспечивает в кабине не
менее двухкратного обмена воздуха в минуту.
Обдув летчика обеспечивается за счет подачи части воздуха,
поступающего в кабину через два неподвижных патрубка и два подвижных
штуцера непосредственно в зону размещения летчика.
Предохранение стекол фонаря от запотевания обеспечивается за счет
подачи части воздуха поступающего в кабину, через коллекторы обдува стекол
фонаря.
Необходимые условия для работы блоков оборудования обеспечиваются
путем подачи в них и на них воздуха с определенной температурой, а также
путем наддува их воздухом с определенным давлением.
СИСТЕМА ОХЛАЖДЕНИЯ ВОЗДУХА
Система охлаждения воздуха является частью системы
кондиционирования и служит для охлаждения воздуха, поступающего в кабину
и блоки оборудования.
Воздухом, охлажденным в воздухо воздушном радиаторе ВВР,
производится обогрев кабины на малых скоростях полета при низких
температурах окружающего воздуха.
Охлаждение кабины производится воздухом, охлажденным в ВВР,
топливно воздушном радиаторе ТВР и турбохолодильнике ТХ во время полета
на больших скоростях, а также в полете при высокой температуре окружающего
воздуха.
Охлаждение блоков оборудования производится этим же воздухом на всех
режимах полета самолета.
Охлаждение воздуха отбираемого от компрессора двигателей в систему
кондиционирования, производится в трех ступенях охлаждения: ВВР, ТВР и ТХ.
В ВВР воздух охлаждается за счет продува его воздухом, забираемым из
атмосферы и выбрасывается обратно в атмосферу.
В ТВР воздух охлаждается за счет отбора от него тепла топливом, которое
затем направляется на питание двигателей.
В ТХ воздух охлаждается за счет преобразования энергии горячего воздуха
в работу.
СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО И РУЧНОГО РЕГУЛИРОВАНИЯ
ТЕМПЕРАТУРЫ ВОЗДУХА В КАБИНЕ
Система служит для обеспечения заданного значения температуры воздуха
в кабине на всех режимах полета, а также для ограничения температуры воздуха
поступающего в кабину.
СИСТЕМА РЕГУЛИРОВАНИЯ ДАВЛЕНИЯ ВОЗДУХА В КАБИНЕ
Система регулирования давления воздуха в кабине является частью СКВ и
служит для поддержания в кабине давления, изменяющегося по заданному
закону в зависимости от высоты полета.
СИСТЕМА НАДДУВА БЛОКОВ ОБОРУДОВАНИЯ
Система наддува блоков оборудования служит для поддержания заданного
абсолютного давления в блоках оборудования 1,25±0,1 кгс/см2.
СИСТЕМА ЖИДКОСТНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ ОБОРУДОВАНИЯ
Система жидкостного охлаждения оборудования служит для охлаждения
РЛС в носовом отсеке перед шп. №4.
Охлаждение обеспечивается прокачкой охлаждающей жидкости
антифриза – 65.
При долговременной работе на земле или отыскания неисправностей для
охлаждения антифриза применяется специальная установка.
ВОЗМОЖНЫЕ НЕИСПРАВНОСТИ СКВ В ПРОЦЕССЕ
ЭКСПЛУАТАЦИИ
Проявление
неисправностей
Возможные причины
Устранение
неисправностей
1
2
3
Повышенная
температура в кабине
1.Отказ ТХ
2. Отказ САРТ (ВК)
На УСТ высвечивается 1.Отказ ТХ
сигнал ОТКЛ.КОНДИЦ. 2.Отказ системы
охлаждения
оборудования
Боль в ушах
1.Со стороны канала
провернуть крыльчатку
вентилятора. Если не
проворачивается – ТХ
заменить.
2.Проверить ЭП-528
1.Проверить ТХ,
заменить.
2.Проверить систему
пультом 6086А.
Отказ регулятора Рк
Заменить регулятор
давления
Отказ РЛС по наддуву
Негерметичность блока
Н001-10А (РЛС)
Проверить
герметичность
На щитке СЖО горит
лампа ПЕРЕГРЕВ
Температура жидкости
выше (80±2)0С
Проверить систему при
неработающих
двигателях с замером
давления на входе в
блок.
Горит лампа НЕТ
Расход жидкости менее
РАСХОДА на щитке
900л/ч
СЖО, РЛС отключается
Если давление ниже (58,2) кгс/см2:
- не работает насос;
- засорен фильтр;
- система негерметична;
- мал наддув бачка
СЖО.
Давление антифриза
выше допустимого
1.Не работает
предохранительный
клапан насоса
2.Высокое давление
наддува бачка СЖО
1.Замените насос.
2.Проверить давление
наддува.
АВИОНИКА СУ-30СМ
Оптико-электронный прицельно навигационный комплекс ОЗПрНК30МКИ
Построен по принципу открытой архитектуры, что упрощает интеграцию новых
систем и вооружений. В состав комплекса входят:
- информационно управляющее поле;
- вычислительная система;
- навигационная система;
- система боевого применения.
Центральная цифровая вычислительная система имеет троекратное
резервирование
В интегрированной
структуре
бортового
оборудования
самолета
на центральный компьютер возлагаются функции управления системами
самолета, применения вооружения, обороны и многорежимная интеллектуальная
поддержка пилота.
Центральный компьютер, который одновременно выполняет роль
и электронного пилота, и электронного штурмана и электронного бортинженера,
в реальном времени решает задачи по автоматическому распознаванию
и определению наиболее опасных целей, построению наиболее оптимального
маршрута, оптимальному решению задач применения оружия и обороны
самолета, а также реконфигурации систем при отказах.
Система управления берет на себя управление почти всеми ключевыми
приборами самолета — локатором, системой навигации и связи.
Система информационно управляющего поля первой и второй кабины состоит
из семи многофункциональных индикаторов, индикаторов на лобовом стекле,
пультов управления и резервных индикаторов.
Индикатор коллиматорный широкоформатный ИКШ-1М
Индикатор на лобовом стекле (ИЛС) или индикатор прямой видимости —
система летательного аппарата, предназначенная для отображения символьной
навигационно-пилотажной и специальной информации без ограничения обзора
лётчика.
Индикатор на лобовом стекле (ИЛС) или индикатор прямой видимости —
система летательного аппарата, предназначенная для отображения символьной
навигационно-пилотажной и специальной информации без ограничения обзора
лётчика.
Индикатор обеспечивает поле зрения до 30 градусов.
- отображение буквенно-цифровой и графической информации;
- отображение резервной прицельной сетки;
- отображение телевизионного изображения;
- совмещение телевизионного и графического режимов;
- проведение встроенного тестового контроля;
- сопряжение с бортовым оборудованием.
В состав индикатора входят:
- широкоугольная коллиматорная головка;
- проекционный электролучевой прибор;
- модуль дисплейного процессора;
- модуль вторичных напряжений;
- высоковольтный модуль;
- модуль сопряжения;
- отклоняющая система;
- видеоусилитель;
- датчик внешней освещённости;
- пульт управления индикатора;
- съёмное юстировочное приспособление.
В передней кабине установлены три многофункциональных дисплея:
Основной многофункциональный индикатор (полётных данных)
Многофункциональный индикатор/дисплей — устройство отображения на
цветное ЖК-устройство графической и телеинформации, выдаваемой бортовыми
системами и датчиками. Экран МФИ может дополняться кнопками
(расположенными, в самом частом случае, по контуру этого экрана).
Вывод информации на МФИ производится в такой форме, которая позволяет
экипажу осуществлять решение полетных и наземных задач, а также управление
режимами работы бортовых систем.
Навигационный индикатор МФД
Самостоятельная навигационная система для быстрого решения
навигационных задач и отображения изменений в окружающей навигационной
обстановке.
Оборудование обеспечивает ряд характерных функций:
- индикация координат воздушного судна и информации об их точности;
- непрерывная индикация навигационных параметров, включая линейное
боковое уклонение (ЛБУ), путевую скорость, расчетное время полета и
расстояние до активной точки пути, фактический путевой угол, пеленг на
активную точку пути
- индикация информации о ЛБУ, выдача сигналов в автопилот;
- выбор любой точки пути из навигационной базы данных и полет на нее из
текущего местоположения;
- функция создания последовательности точек пути (плана полета)
- осуществление полета параллельно линии заданного пути с определенным
ЛБУ.
Индикатор параметров двигателей и систем самолёта
Индикатор параметров двигателей и систем самолёта предназначен для
информирования пилота о;
1. Параметрах двигателей;
2. Общей массе топлива;
3. Положении органов управления самолёта;
4. Напоминание о функциях, временно используемых в процессе
эксплуатации.
Все индикаторы дублируются в задней кабине плюс индикатор тактической
остановки.
Индикатор отображает текущую тактическую обстановку в горизонтальной
проекции с помощью символов, представляющих текущую позицию своего
самолёта, опорную точку, центр внимания сенсора, текущий пункт маршрута и
индикацию системы обмена информацией с отображением союзных летательных
аппаратов и наземных сил.
Вся индикация может быть совмещена с реальными аэронавигационными
картами различных типов и масштабов (ONC, TPC, JOG, и т.д.).
Система управления вооружением (СУВ) обеспечивает применение
управляемых ракет "воздух-воздух" в дальнем ракетном и ближнем воздушном
бою, захват и сопровождение цели из обзорных режимов РЛС и ОЛС в дальнем
ракетном бою, захват и сопровождение визуально видимой цели в ближнем бою,
определение госпринадлежности обнаруженной цели, а также применение
управляемых и неуправляемых средств поражения класса "воздух-поверхность".
Система управления вооружением включает в себя радиолокационный
прицельный комплекс (РЛПК) и оптико-электронный прицельно-навигационный
комплекс (ОЭПрНК).
Важнейшей частью самолета, обеспечивающей его превосходство над
противником, является РЛС с фазированной решеткой «Барс».
Данная РЛС позволяет обнаруживать цели на дальности до 120 км,
сопровождать 15 и одновременно обстреливать 4 из них. Важнейшим
преимуществом данной РЛС является ее возможность одинаково эффективно
работать как по воздушным, так и по наземным и надводным целям.
Конструктивно БРЛС состоит из нескольких съемных блоков,
расположенных в носовой части самолета: передатчика, антенной системы,
приемника, процессора обработки данных, программируемого процессора
сигналов, пультов и органов управления и индикации.
Кроме обнаружения целей, сегодня БРЛС обеспечивают радиокоррекцию,
полетное задание и выдачу целеуказания на применение управляемого бортового
оружия, осуществляют картографирование земной поверхности с разрешением до
одного метра, а также решают вспомогательные задачи: следование рельефу
местности, измерение собственной скорости, высоты, угла сноса и другие.
Плоская (прямоугольная или круглая) антенна разделена на ячейки. В каждой
такой ячейке находится специальный прибор – фазовращатель, который может на
заданный угол изменять фазу электромагнитной волны, которая попадает в
ячейку. Обработанные сигналы из ячеек поступают на приемник. Именно так
можно описать работу фазированной антенной решетки (ФАР).
Структура ФАР позволяет РЛС параллельно решать несколько задач.
Например, не только обслуживать десятки целей, но и параллельно с обзором
пространства очень эффективно защищаться от помех, ставить помехи радарам
противника и картографировать поверхность, получая карты высокого
разрешения.
В состав ОЭПрНК входят пилотажно-навигационный комплекс, оптиколокационная станция (ОЛС), нашлемная система целеуказания (НСЦ), система
управления оружием (СУО), система отображения информации (СОИ) и бортовая
цифровая вычислительная система. Прицельная часть ОЭПрНК выполняет те же
функции, что и РЛПК, но только в простых метеоусловиях и отличается большей
точностью и лучшей помехозащищенностью. Оптико-локационная станция
представляет собой комбинацию теплопеленгатора и лазерного дальномера.
Теплопеленгатор обеспечивает обнаружение цели по тепловому излучению и ее
угловое сопровождение, лазерный дальномер - измерение дальности до цели.
Датчик ОЛС размещается в сферическом обтекателе перед фонарем кабины
летчика.
Авиационная нашлемная система целеуказания - предназначена для
определения координат визуально наблюдаемых объектов, которые летчик в
условиях ближнего маневренного воздушного боя сопровождал с помощью
поворота головы.
Основой системы стало визирное устройство НВУ-2М, закрепляемое на
шлеме. Прицельная и сигнальная метки, определяющие линию визирования,
выводятся на откидной отражатель визира перед правым глазом летчика.
Поворачивая голову и накладывая в режиме «Шлем» визирную метку на
цель, летчик выполняет ее привязку для выдачи целеуказания ОЛС или РЛС. При
этом головка ракеты поворачивается на цель и в случае ее захвата и выполнения
условий стрельбы можно выполнять пуск сразу.
Нашлемное
визирное
устройство НВУ-2М предназначено
для
формирования линии визирования цели и индикации прицельной информации на
собственном отражателе.
Силовая установка
Двигатели Су-30
Силовая установка истребителя Су-30 состоит из двух турбореактивных
двухкамерных двигателей АЛ-31Ф, которые обеспечивают ему скорость 2350 км/ч на
большой высоте и 1350 км/ч у земли. Величина тяг при этом в режиме форсажа —
12500 кгс, в максимальном режиме каждый по 7770 кгс. Двигатель имеет
модульную комплектацию и состоит из: реактивного, сверхзвукового сопла и
форсажной камеры, 9-ступенчатого компрессора высокого давления,
одноступенчатых турбин высокого и низкого давления, кольцевой камеры сгорания,
наружного контура, 4-ступенчатого компрессора низкого давления с направляющим
регулируемым аппаратом, промежуточного корпуса с центральной коробкой
приводов.
Такие двигатели имеют характерную особенность — это уникальные лопатки
турбины, имеющие совершенные эксплуатационные и механические характеристики.
Они снабжены эффективной системой охлаждения и изготавливаются из
жаропрочного монокристаллического сплава.
Двигатели Су-30см могут работать в течение 20-30 секунд в режиме так
называемого » масляного голодания» (когда после начала перевернутого полета
давление масла падает до 0), в условиях воздействия отрицательных и около нулевых
перегрузок. Чтобы повысить надежность подачи масла для смазки двигателя при
таких режимах работы, конструкция маслобака системы смазки и масляная система
были переделаны и усовершенствованны. Новый маслоблок в своей конструкции
имеет гибкий заборник масла, отсек отрицательных перегрузок, циклонный
разделитель воздуха и масла, клапаны суфлирования отсека отрицательных
перегрузок.
Двигатели Ал-31Ф имеют автономную систему управления вектором тяги. Она
работает на керосине, который отбирается из системы топливоподачи двигателя и не
зависит от гидросистемы самолета.
Размещены двигатели в отдельных мотогондолах, что позволяет избегать им
аэродинамического взаимовлияния.
Двигатель АЛ-31Ф - двухконтурный, двухвальный, со смешением потоков
внутреннего и наружного контуров за турбиной, с общей для двух контуров
форсажной камерой и регулируемым сверхзвуковым всережимным реактивным
соплом.
Двигатель имеет модульную конструкцию, обеспечивающую высокую
технологичность сборки и позволяющую производить замену модулей при
минимальном объеме регулировок и проверок.
1 - компрессор низкого давления;
2 - ЦКП;
3 - промежуточный корпус;
4 - компрессор высокого давления;
5 - наружный контур;
6 - основная камера сгорания;
7 - воздухо-воздушный теплообменник;
8 - турбина высокого давления;
9 - турбина низкого давления;
10 - смеситель;
11 - коллектор форсажной камеры;
12 - стабилизатор форсажной камеры;
13 - форсажная камера сгорания;
14 - реактивное сопло;
15 - опора турбины;
Работа
1. Воздух из самолетного воздухозаборника поступает в КНД. В
промежуточном корпусе (за КНД) воздух разделяется на два потока внутренний и наружный.
2. Поток воздуха во внутреннем контуре поступает из КВД в основную
камеру сгорания, где смешивается с топливом, впрыскиваемым через
двухкаскадные форсунки коллектора основной топливной системы. Смесь
воспламеняется разрядом полупроводниковых свечей. Топливо, сгорая,
повышает температуру смеси. Образовавшийся газ поступает на турбину (ТВД и
ТНД), вращающую роторы высокого и низкого давления.
3. Поток воздуха в наружном контуре обтекает трубчатые модули
теплообменника, снижая температуру воздуха, поступающего на охлаждение
элементов турбины.
4. Смешение потоков газа внутреннего контура и воздуха наружного
контура происходит в смесителе.
5. На форсированных режимах в ФК подается топливо, которое, сгорая,
повышает энергию газа. Дополнительная энергия реализуется в РС, в результате
чего увеличивается тяга двигателя.
Масляная система
Система предназначена для охлаждения и смазки подшипников и зубчатых
передач двигателя.
Масляная система состоит из следующих систем:
- Нагнетания;
- откачки;
- суфлирования масляных полостей;
- наддува опор двигателя.
Топливная система
Топливная система предназначена для подачи топлива в двигатель,
автоматического поддержания установившихся режимов, обеспечения
переменных режимов и управления положением ВНА КНД, НА КВД, створок РС.
Топливная система - гидромеханическая, с электронным комплексным
регулятором двигателя.
Топливная система включает:
- топливную систему низкого давления;
- основную топливную систему;
- топливную систему форсажной камеры;
- систему управления регулируемым реактивным соплом;
- систему ликвидации помпажа;
- систему управления поворотными закрылками ВНА КНД и поворотными
лопатками НА КВД;
- систему аварийного слива топлива;
- дренажную систему.
Управление подачей топлива осуществляется рычагом управления
двигателем, электрическими командами и регуляторами автоматики.
Система запуска
Система запуска предназначена:
- для запуска двигателя на земле;
- для прокрутки двигателя на земле;
- для прокрутки ГТДЭ (вспомогательный газотурбинный двигатель ГТДЭ117-1);
- для запуска двигателя в полете;
- для воспламенения топлива в форсажной камере;
- для прекращения запуска двигателя и ГТДЭ.
В состав системы запуска входят:
- система раскрутки с ГТДЭ;
- автомат запуска АПД;
- система зажигания основной камеры сгорания;
- система воспламенения топлива в ФК;
- система кислородной подпитки ОКС и ГТДЭ.
В системе запуска часть функций выполняют следующие системы и
агрегаты, не входящие в ее состав:
- распределитель топлива;
- насос-регулятор;
- регулятор сопла и форсажа;
- приборы контроля двигателя;
- система управления двигателем.
Управление запуском на земле и в полете осуществляется РУД, кнопками и
выключателями в кабине. Электропитание системы запуска осуществляется
бортовыми или наземными источниками питания.
Система противообледенения двигателя
Основные эксплуатационные технические данные:
максимальное давление воздуха в системе противообледенения за агрегатом управления ................................................... 5,5 кгс/см2;
максимальная температура воздуха в системе
противообледенения ........................................................................... 480 °С;
Система противообледенения двигателя предназначена для обогрева
воздухом кока и ВНА КНД. Система включается автоматически по сигналу
сигнализатора обледенения или вручную выключателем в кабине.
Система противообледенения включает:
агрегат управления 3;
пневматический электромагнитный клапан 7;
воздушный фильтр б;
сигнализатор обледенения 5;
трубопроводы и электропровода;
электрические коммуникации.
Список источников:
Авиация и Время. Вадим Калабанов, Сергей Мороз, Игорь Приходченко.
Догнать и перегнать.
Крылья Родины. Николай Якубович. Фронтовой универсал: Истребительбомбардировщик Су-30.
Вестник авиации и космонавтики. Истребитель Су-30.
Роман Астахов. Русская Сила. Перехватчик-ВКП Су-30.
Сайт «Уголок неба». 2004 страница: «Сухой Су-30».