Самолёт ЯК-54. Руководство по лётной эксплуатации (2005 год) - часть 3

8.4. Кресла пилотов

На самолёте установлены два кресла пилотов по схеме "тандем".

Кресла предназначены для размещения членов экипажа и надёжной фиксации их на всех режимах полёта. Оба кресла одинаковой конструкции. Во второй кабине кресло может регулироваться по высоте на 60 мм, кресло в первой кабине нерегулируемое.

В случае необходимости летчик может использовать для регулирования посадки в кресло по высоте мягкие подушки из комплекта приложенного ЗИП.

Кресла укомплектовываются наспинными спасательными парашютными системами. Каркас кресла состоит из ложемента и двух силовых профилей для крепления к фюзеляжу. Внутри, в нижней части, каркас оклеен поролоном и капроновым авизентом. Роль мягкой спинки выполняет подушка на ранце спасательной парашютной системы. По желанию пилота им может быть использована мягкая подушка и спинка из комплекта приложенного ЗИП. Крепление каждого кресла к фюзеляжу производится в четырёх точках: двух сверху и двух снизу.

Крепление кресел в верхних точках производится к кронштейнам на фюзеляже совместно с плечевыми привязными ремнями при помощи шпилек с фиксирующими стопорами.

Во второй кабине для регулировки кресла по высоте в верхних кронштейнах на фюзеляже имеются три отверстия с шагом 30 мм. Привязная система состоит из пяти ремней: среднего, двух плечевых и двух поясных - и замка шпилечного типа. Все ремни регулируются. Средний ремень крепится к кронштейну на передней кромке сидения кресла, остальные -к узлам на фюзеляже.

8.5. Шасси

Шасси самолёта предназначено для стоянки, рулёжки, разбега и пробега самолёта на аэродромах с искусственными и грунтовыми ВПП с прочностью грунта >6 кгс/см2.

Шасси самолёта неубирающееся, рессорного типа, выполнено по трёхопорной схеме с хвостовой опорой. На основных опорах установлены колёса КТ214-1 с шиной размером 400x150 мм. Давление сжатого воздуха в шинах (3,0+0,5) кгс/см2. На хвосто-

вой опоре установлено нетормозное колесо с шиной размером 200x80 мм. Давление сжатого воздуха в шине (3,5^0 5) кгс/см2. Тормозная система гидравлическая.

Управление тормозами колёс осуществляется нажатием на тормозные подножки педалей руля направления. Аварийное и стояночное торможение колёс не предусмот- рено.

База шасси, мм 5100

Колея шасси, мм:

- при стоянке 2400

- на подъёмниках 2284

8.6. Система стопорения колеса хвостовой опоры шасси

Система стопорения колеса хвостовой опоры шасси предназначена для фиксации колеса в нейтральном положении, что обеспечивает устойчивость движения самолёта по ВПП при взлёте и посадке.

В состав системы входят: ручка управления, тросовая проводка и механизм стопорения колеса.

Ручка управления установлена во второй кабине на правом борту. Движение ручки ограничено продольным вырезом. В нижнем положении ручка заводится в паз для фиксации. Механизм стопорения колеса состоит из качалки со стопором и двух пружин. В стакане хвостовой опоры имеется специальный паз для входа стопора (только при нейтральном положении колеса хвостовой опоры).

При установке ручки управления в нижнее положение (на фиксатор) происходит вытягивание троса, стопор выходит из паза и колесо расстопаривается.

При снятии ручки управления с фиксатора она под действием пружин возвращается в верхнее положение, качалка со стопором занимают исходное положение и при совмещении с пазом стопор входит в паз, колесо стопорится и удерживается в нейтральном положении..

8.7. Система управления самолётом

Управление самолётом осуществляется из кабин пилотов при помощи ручек и педалей. В проводке управления используются жесткие трубчатые тяги и тросы.

Управление рулём высоты осуществляется продольным перемещением ручек управления в первой и второй кабинах.

Ручки управления в первой и второй кабинах установлены на общей трубе и соединены тягой, что обеспечивает их синхронное отклонение. Предельные углы отклонения ограничиваются регулируемыми упорами. Проводка управления рулём высоты жесткая. Управление триммером РВ осуществляется перемещением ручки, расположенной с левой стороны во второй кабине. Проводка управления триммером - тросовая.

Управление элеронами осуществляется поперечным отклонением ручек управления в первой и второй кабинах. Отклонение ручек управления синхронное. Предельные углы отклонения ограничиваются регулируемыми упорами. Проводка управления элеронами -жесткая, выполнена трубчатыми тягами.

Управление рулём направления осуществляется перемещением педалей в первой и во второй кабинах. Педали регулируются под рост пилота. Предельные углы отклонения ограничиваются упорами. Проводка управления рулём направления - тросовая.

8.8. ПНЕВМОСИСТЕМА САМОЛЁТА

Пневмосистема самолёта (рис. 4) предназначена для обеспечения запуска двигателя на земле.

В состав пневмосистемы входят:

- зарядный штуцер;

- обратные клапаны;

- баллон воздушный 1-2-2-210 ВОЗДУХ;

- редуктор воздушный ИЛ611-150-25;

- пневмоклапан;

- трубопроводы, гибкие рукава;

- компрессор АК-50А;

- фильтр-отстойник ФТ-9900 (ФТ-1300);

- автомат давления АД-50, манометр МА-250.

Запуск двигателя осуществляется нажатием на кнопку ЗАПУСК, расположенную на приборной доске слева во второй кабине. При этом воздух из баллона через редуктор и пневмоклапан запуска поступает в распределитель сжатого воздуха, а затем в цилиндры двигателя в порядке их работы.

Запас воздуха в баллоне, заряженном от наземного источника до давления 150 кгс/см2, обеспечивает 16-18 запусков двигателя.

Для подзарядки воздушного баллона в полёте пневмосистема подключена к компрессору АК-50А, установленному на двигателе. Автомат давления переводит компрессор на холостой ход при давлении в пневмосистеме 50 кгс/см2.

Запас воздуха в баллоне, заряженном от компрессора, обеспечивает 5 запусков двигателя

Рис. 4. Принципиальная схема пневмосистемы

1 - зарядный штуцер; 2 - обратные клапаны; 3 - баллон воздушный; 4 - редуктор воздушный; 5 - пневмоклапан; 6 - гибкие рукава; 7 - двигатель М-14Х; 8 - компрессор АК-50А; 9 - фильтр-отстойник; 10 - автомат давления АД-50; 11 - манометр МА-250

8.9. ТОРМОЗНАЯ СИСТЕМА

Тормозная система колёс основных опор шасси (рис. 5) гидравлическая, безрасходная, закрытого типа и имеет независимое торможение левого и правого колеса. Торможение колёс осуществляется от подножек педалей, расположенных в 1 и 2 кабинах.

В тормозную систему входят:

- компенсационный бачок;

- тормозные клапаны;

- тормозные колеса;

- гибкие и жесткие трубопроводы, качалки и тяги.

Рабочая жидкость системы - масло АМГ-10 или масло типа MIL Н5606.

Давление в системе зависит от усилия нажатия на педали.

Торможение левого и правого колёса происходит при нажатии соответствующей подножки педали, от которых усилие передаётся на шток тормозных клапанов. Рабочая жидкость по трубопроводам поступает в блок цилиндров тормозов колёс и прижимает подвижные диски тормозов к неподвижным. Давление в системе и соответственно тормозной момент на колесе пропорционален усилию на подножке педали.

Контроль уровня жидкости в компенсационном бачке осуществляется при снятом капоте двигателя.

Компенсационный бачок установлен на шпангоуте 1 с левой стороны. Тормозные клапаны установлены только в первой кабине.

Рис. 5. Принципиальная схема тормозной системы

1 - бачок компенсационный; 2 - подножка педали первой кабины; 3 - подножка педали второй кабины; 4 - жесткая тяга; 5 - колесо тормозное КТ 214-1; б - клапан тормозной;

7 - гибкий рукав; 8 - гидрошарнир; 9 - трубопровод.

8.10. СИСТЕМА ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ

Основным источником постоянного тока номинальным напряжением 28,5 В является генератор ГСР-ЗОООМ-4с, установленный на двигателе. Напряжение генератора регулируется автоматически с помощью угольного регулятора Р-27 и стабилизирующего трансформатора ТС-9М-2. Защита бортсети от перенапряжения осуществляется автоматом АЗП-А2.

Включение и отключение генератора от бортсети производится комплексным аппара-том ДМР-200Д.

Резервным источником постоянного тока является аккумуляторная батарея 21НКБН-3,5.

Передача электроэнергии к потребителям осуществляется через шины центрального распределительного устройства ЦРУ 27 В. Электрические цепи на самолёте выполнены по однопроводной схеме и защищены от недопустимых нагрузок автоматами защиты.

Для питания потребителей во время их проверки и отладки на земле в аэродромных условиях на левом борту фюзеляжа установлен разъём аэродромного питания СНЦ 23-7/22В-2-В.

Включение и отключение бортсети аэродромного источника электропитания осуществляется трёхпозиционным переключателем ВКЛЮЧЕНИЕ АККУМ.-ОТКЛ.-АЭР. ПИТАН., установленным на приборной доске второй кабины. В системе предусмотрена блокировка, исключающая возможность подключения аэродромного источника питания, а также подключение генератора к бортсети при включенном аэродромном питании. Подключение генератора к бортсети во время работы двигателя осуществляется выключателем ВКЛЮЧЕНИЕ ГЕНЕР. - ОТКЛ на приборной доске второй кабины. В случае отказа генератора или отключения его с помощью выключателей на приборных досках загораются сигнальные табло ОТКАЗ ГЕНЕР. В этом случае потребители второй категории отключаются. Питание от аккумуляторной батареи получают потребители первой категории, подключённые к аварийной шине ЦРУ 27 В. Все энергопотребители являются потребителями первой категории, кроме сигнализации замков фонаря.

Контроль напряжения в бортсети осуществляется по вольтамперметру ВА-1, установленному на приборной доске второй кабины.

8.11. ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

Пилотажно-навигационное оборудование самолёта обеспечивает выполнение полётов в простых метеоусловиях.

В комплект оборудования входят:
- магнитный компас КИ-13К 2 шт.

- высотомер ВД-1ОК 2 шт.

- указатель скорости УС-450К 2 шт.

- акселерометр АМ-9С 3 шт.

- авиационные часы АЧС-1 2 шт.

- указатель скольжения 1273-59 4 шт.
Приборы, за исключением компаса КИ-13К, установлены на приборных досках в первой и второй кабинах (рис. 6 и 7). Компас КИ-13К установлен над приборной доской в обеих кабинах.

Магнитный компас КИ-13К предназначен для индикации магнитного курса.

Высотомер ВД-10К предназначен для определения высоты полёта.

Указатель скорости УС-450К предназначен для индикации приборной скорости самолёта. Питание указателя скорости и высотомера осуществляется от приёмника воздушных давлений ПВД-6М, установленного на левой консоли крыла.

К статической системе ПВД подсоединены указатели скорости и высотомеры, установленные в первой и второй кабинах, к системе полного давления - указатели скорости.

Для предотвращения обледенения ПВД имеет электрический обогрев, включение которого осуществляется выключателем ОБОГРЕВ ПВД ВКЛ. - ОТКЛ. Контроль исправности цепей обогрева ПВД осуществляется нажатием кнопки ОБОГРЕВ ПВД КОНТРОЛЬ. Кнопка и выключатель ОБОГРЕВ ПВД ВКЛ. - ОТКЛ. установлены на приборной доске второй кабины.

Акселерометр АМ-9С предназначен для индикации и фиксации максимальных перегрузок, достигнутых в полёте и действующих в направлении, перпендикулярном плоскости крыла.

На приборной доске первой кабины установлены два акселерометра АМ-9С. Акселерометр, установленный повёрнутым на 180° служит для определения максимального значения отрицательной перегрузки. На приборной доске во второй кабине установлен один акселерометр. Авиационные часы предназначены для индикации текущего времени и времени полёта. Указатель скольжения предназначен для индикации скольжения самолёта.

На приборных досках в обеих кабинах установлены по два указателя скольжения 1273-59, повернутые относительно друг друга на 180°.

На приборной доске первой кабины (рис. 6) установлены:

1. Акселерометры (2шт.) АМ-9С

2. Указатель скорости УС-450К

3. Часы АЧС-1

4. Высотомер ВД-1ОК

5. Указатели скольжения (2 шт.) 1273-59

6. Сигнальные табло:

- ФОНАРЬ ОТКРЫТ ТС-5М-2

- ОТКАЗ ГЕНЕР. ТС-5М-2

- СТРУЖКА В МАСЛЕ ТС-5М-2

7. Тахометр ИТЭ-1ТБ

8. Трёхстрелочный указатель УКЗ-1К

9. Указатель температуры головок цилиндров ТЦТ-1

10. Кнопка КОНТР. ЛАМП 2КР

11. Держатель (для информации)

Рис. 6а Компоновка первой кабины

1. Рычаг стопорный. 2. Рычаг управления шагом винта.(ВИШ) 3. Рычаг управления дви гателем.(РУД).4. Педаль управления рулем направления. 5. Ручка открытия фонаря.

6. Приборная доска.7.Трафарет. 8. Зеркало заднего вида. 9. Ручка аварийного сброса фонаря. 10. Штуцер вентиляции. 11. Ручка управления самолетом. 12. Кресло летчика.

13 Кнопки СГ1У, РАДИО.

На приборной доске второй кабины (рис. 7) установлены:

1. Акселерометр АМ-9С

2. Указатель скорости УС-450К

3. Часы АЧС-1

4. Высотомер ВД-10К

5. Указатели скольжения (2 шт.) 1273-59

6. Указатель температуры головок цилиндров ТЦТ-1

7. Указатель температуры воздуха на входе в карбюратор ТУЭ-48К

8. Тахометр ИТЭ-1ТБ

9. Трёхстрелочный указатель УКЗ-1К

10. Сигнальные табло:

- ОБОГРЕВ ПВД ТС-5М-3

- ФОНАРЬ ОТКРЫТ ТС-5М-2

- СТРУЖКА В МАСЛЕ ТС-5М-2

- ОТКАЗ ГЕНЕР. ТС-5М-2

11. Замок ОТКР. - ЗАКР. кнопки ЗАПУСК

12. Кнопка ЗАПУСК ПМ-24-2В

13. Переключатели МАГНЕТО ВКЛ. (ЛЕВ.-ПРАВ)- ППМ ОТКЛЮЧЕНО

14. Кнопка КОНТРОЛЬ ЛАМП 2КР

15. Кнопка ОБОГРЕВ ПВД КОНТРОЛЬ КЗР

16. Выключатель ОБОГРЕВ ПВД ВКЛ.-ОТКЛ. ВМ-С

17. Кнопка РАЗЖИЖ. МАСЛА ПНМ

18. Выключатель ВКЛЮЧЕНИЕ ГЕНЕР. - ОТКЛ . ВМ-С

19. Переключатель ВКЛЮЧЕНИЕ АККУМ. - ОТКЛ.-АЭР.ПИТ. ППНМ-1

20. Заливочный шприц 740400

21. Вольтамперметр BA-1

22. Мановакуумметр MB-16 сер. 2

23. Приёмопередатчик из комплекта "Бриз"

24. Индикатор СО

Рис. 7а Компоновка второй кабины

2. Рычаг стопорный. 3. Рычаг управления шагом винта. 4. Рычаг управления двигателем.

5. Рычаг управления триммером. 7. Педаль управления рулем направления. 8. Рукоятка управления пожарным краном. 9. Ручка открытия фонаря. 10. Приборная доска второй кабины. 11. Ручка управления самолетом. 12. Компас магнитный КИ-13. 13. Ручка аварийного сброса фонаря. 14. Шприц заливочный. 15. Ручка управления вентиляцией и обогревом кабины. 16. Рычаг управления подогревом смеси. 17. Рычаг управления жалюзи. 18. Рычаг управления заслонкой маслорадиатора. 19. Рычаг стопорный.

20. Кресло летчика. 21. Ручка управления регулировкой педалей. 22. Трафарет.

23. Кнопки СПУ, РАДИО. 24. Карман для РЛЭ.

8.12. РАДИОСВЯЗНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ Радиостанция MB-диапазона "Бриз"

Бортовая приёмопередающая радиостанция "Бриз" предназначена для обеспечения двухсторонней внешней и внутренней радиосвязи с наземными радиостанциями и экипажами других самолётов, а также внутренней связи между членами экипажа.

В состав радиостанции входят:

- приёмопередатчик, совмещенный с пультом управления;

- штыревая антенна.

Приёмопередатчик установлен во второй кабине под приборной доской, антенна

- в верхней части фюзеляжа между шпангоутами 9-10. Управление радиостанцией осуществляется с лицевой панели приёмопередатчика, на которой расположены:

- две ручки установки требуемой частоты;

- переключатель ПШ (подавитель шумов);

- регулятор громкости.

Питание радиостанции осуществляется от бортовой сети постоянного тока напряжением
27 В.
Включение радиостанции происходит при включении бортовой сети электро-снабжения, при этом радиостанция работает в режиме "Приём".

Для перевода радиостанции в режим "Передача" необходимо нажать кнопку РАДИО, расположенную на рычаге РУД, при этом радиостанция переходит в режим "Передача" с выходом на внешнюю связь. Для ведения внутрисамолётной связи необходимо нажать кнопку СПУ, расположенную на рычаге РУД

Аварийно-спасательная радиостанция MB - диапазона Р855А1

Аварийно-спасательная радиостанция MB - диапазона Р855А1 обеспечивает передачу сигналов для привода поисково-спасательных средств к месту аварии и радиосвязь членов экипажа, потерпевшего аварию самолета, с поисково-спасательными средствами.

Радиостанция является ультракоротковолновой, симплексной, малогабаритной, индивидуального пользования.

Виды работ: радиотелефон в режиме «связь», радиомаяк с модуляцией свип-тоном в режиме «маяк».

Рабочие частоты: 121,5 и 243 МГц.

Источником питания является ртутно-цинковая батарея «Прибой-2С».

Продолжительность непрерывной работы радиостанции в нормальных условиях в режиме «маяк» при использовании одной батареи не менее 24 ч; в режиме «прием-передача» (3:1) не менее 60 ч.

Общая масса 1 кг (приемопередатчик 0,5 кг, батарея «Прибой-2С» - 0,5 кг).

8.13. АВАРИЙНО-СПАСАТЕЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ

Самолёт Як-54 оборудован двумя наспинными парашютными системами ПНЛ-91.

При выполнении полётов одним пилотом парашютная система в первой кабине снимается (см. п. 5.1. стр. 3).

Эксплуатация парашютной системы осуществляется в соответствии с требованиями Инструкции по эксплуатации парашюта ПНЛ-91. Безопасное аварийное покидание самолёта обеспечивается в установившемся прямолинейном горизонтальном полёте через левый или правый борт после аварийного сброса фонаря. Парашют вводится в действие как автоматически, так и вручную.

Автоматически парашют вводится в действие парашютным полуавтоматом, установленным на время 2 с и высоту 1000 м над рельефом местности.

Вручную парашют вводится в действие звеном ручного раскрытия, находящимся на главной лямке подвесной системы слева.

Порядок покидания самолёта изложен в п. 3.4.

На самолете предусмотрено размещение аварийно-спасательной радиостанции Р855А1 в багажнике второй кабины.

При перегоне самолета аварийная радиостанция Р855А1 должна находиться в кармане летчика второй кабины.

Раздел 9 ПРИЛОЖЕНИЕ

СОДЕРЖАНИЕ

9.1. РУКОВОДСТВО ПО ЗАГРУЗКЕ И ЦЕНТРОВКЕ

9.1. РУКОВОДСТВО ПО ЗАГРУЗКЕ И ЦЕНТРОВКЕ

9.1.1. Общие сведения

9.1.1.1. Массовые и центровочные данные

Наименование		Варианты
	два летчика	один летчик во второй кабине	перегоночный • (два летчика)
Взлетная масса, кг	990	901	1087
Масса пустого самолета, кг	769	769	769
Полная нагрузка, кг	221	132	318
в том числе:
— экипаж:	178	89	178
летчик в первой кабине	89	-	89
летчик во второй кабине	89	89	89
— топливо	35	35	125
— масло	8	8	15
Диапазон эксплуатационных центровок, % САХ	29-36	29-36	29-36

9.1. 1.2. Ограничения по массе самолета при пилотировании (кроме перегоночного варианта).

Максимальная рулежная масса	991,5 кг .
Максимальная взлетная масса	990 кг
Масса самолета на посадке в варианте с двумя летчиками (с 7 % АНЗ топлива после посадки)	960 кг
Максимальная масса топлива,	35,5 кг
в том числе	*
на опробование двигателей и руление на старт	2,0 кг

ВНИМАНИЕ: при привышении ограничений по массе соблюдать условие nG=const.

7.1. Допустимый диапазон эксплуатационных центровок

- предельно передняя 29% САХ

- предельно задняя 36% САХ

7.2. Осп координат самолета.

Оси координат самолета и расстояние от носка САХ до оси шпангоута 2 приведены на РИС. I.

9.1.2. ЦЕНТРОВОЧНЫЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА

9.1 ..2.1. Формула для определения центра масс самолета.

9.1.3. ЦЕНТРОВОЧНЫЙ ГРАФИК

В центровочном графике (рис. 2) за исходную точку принята точка, соответствующая массе и центровке пустого самолета по формуляру. На центровочном графике, в номограмме загруженного самолета указаны:

линия АВ - допустимая предельно-передняя центровка, линия СД - допустимая предельнозадняя центровка,

не заштрихованная зона АВСД - диапазон центровок на взлете и посадке во всех вариантах загрузки для сохранения допустимого диапазона центровок (см. 1.3)

Пример определения центровки по центровочному графику (рис. 3 )

Для расчета принимать следующие исходные данные:

Масса пустого самолета (по формуляру)	769 кг -
Центровка пустого самолета (по формуляру)	21,5 САХ
Экипаж (летчики с парашютами, 2 чел.)	178 кг
Топливо на взлете	35 кг
Масло	8 кг
При этих исходных данных: взлетная масса	990 кг

Рис. 3 Центровочный график

Для определения центровки самолета отложите на центровочном графике центровку пустого I самолета по формуляру 21,5% САХ, добавьте фактическую нагрузку: массы летчиков, топлива и масла, откладывая на шкалах соответствующие отрезки с учетом масштаба и направления отсчета для каждого вида нагрузки. Цена деления указана в левой части графика, например, в шкале "Топливо" - одному делению соответствуют 20 кг. Итак, из точки, соответствующей центровке пустого самолета по формуляру 21,5% САХ, опустите перпендикуляр на шкалу “2 летчика (с парашютами)” и отложите на ней вправо (по направлению стрелки) отрезок, равный одному делению этой шкалы. Если летчик пилотирует один, то опустите перпендикуляр на шкалу "Летчик (с парашютом) в задней кабине" и отложите на ней вправо (по направлению стрелки) отрезок, равный одному делению этой шкалы.

Затем перейдите на шкалу "Топливо (заправка)" и отложите влево отрезок, равный 1.75 делению этой шкалы (топливо - 35 кг). Далее перейдите на шкалу “Масло” и отложите влево отрезок, равный одному делению этой шкалы (масло - 8 кг). Из конечной точки отсчета на номограмму загруженного самолета опустите перпендикуляр до пересечения его с горизонталью, соответствующей взлетной массе самолета 990 кг.

Из точки пересечения, следуя вверх или вниз вдоль ближайшей наклонной линии, определите центровку самолета на взлете 33,8% САХ. Центровку на посадке определите по этому же графику. Для этого, из полученной ранее конечной точки, восстановите перпендикуляр на шкалу “Топливо (расход)”. Отложите на ней вправо отрезок, равный массе израсходованного топлива, в данном примере 31 кг, опустите перпендикуляр на номограмму загруженного самолета до пересечения его с горизонталью, соответствующей посадочной массе самолета 959 кг = 990 кг - 31 кг, и далее, аналогичным путем определите центровку самолета на посадке | 34,5% САХ.

содержание .. 1 2 3