содержание .. 13 14 15 16 ..
Самолёт Л-39. Лётная эксплуатация (руководство) - часть 15
Глава X
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ САМОЛЕТА, ДВИГАТЕЛЯ, ИХ СИСТЕМ, ОБОРУДОВАНИЯ И ВООРУЖЕНИЯ
САМОЛЕТ
Геометрические данные
Размах..........................................................................................9,12
м
Общая
длина.................................................................................12,13
м
Общая высота при
стоянке................................................................4,47 м
Площадь
крыла..............................................................................
18,8 м
Удлинение
крыла...........................................................................4,4
Сужение
крыла..............................................................................0,475
Угол стреловидности на 25% хорды
крыла........................................... 1°45'
Угол поперечного V
крыла...............................................................2°30'
Угол установки крыла относительно строительной горизонтали фюзеляжа ... 2°
Средняя аэродинамическая
хорда.......................................................2,15 м
Общая площадь
элеронов................................................................. 1,69 м
Максимальное отклонение
элеронов...................................................±16°
Общая площадь
закрылков................................................................2,684
Отклонение закрылков:
при
взлете...........................................................................25°
при
посадке..........................................................................44°
Общая площадь тормозных
щитков.....................................................0,5 м
Максимальное отклонение тормозных
щитков.......................................55°
Площадь:
Стабилизатора......................................................................5,07
м2
руля
высоты.........................................................................1,4
м
Отклонение руля высоты
Вверх.................................................................................30°
Вниз...................................................................................20°
Отклонения триммеров руля высоты:
правый триммер (управляемый летчиком)...................................±15°
левый триммер-компенсатор (отклоняется автоматически при посадочном положении
закрылков):
вверх.........................................................................5°
вниз..........................................................................
15°
Угол стреловидности на 25% хорды профиля горизонтального оперения......10°
Общая площадь вертикального
оперения..............................................3,51 м2
Площадь руля
направления...............................................................0,718
м
Отклонение руля
направления...........................................................±30°
Колея
шасси..................................................................................2,44
м
База
шасси....................................................................................4,39
м
Максимальный угол при
посадке........................................................13°40'
Планер самолета
Самолет Л-39 представляет двухместный цельнометаллический моноплан с
низко расположенным крылом, трехколесным шасси и двухконтурным
турбореактивным двигателем АИ-25ТЛ.
Фюзеляж. Обтекаемой формы с расположенными над
крылом воздухозаборниками двигателя, состоит из передней и задней
разъемных частей.
Передняя часть фюзеляжа состоит из носовой части герметической кабины,
топливного отсека и отсека силовой установки.
В носовой части фюзеляжа от рамы 1 до рамы 7 размещен отсек
радиоэлектронного и специального оборудования с двумя откидными люками с
левой и правой сторон. В нижней части отсека сделан вырез под нишу
передней стойки шасси.
Между рамами 7 и 21А в гермоотсеке расположены кабины летчиков: передняя
- для курсанта и задняя - для инструктора. В обеих кабинах установлены
управление самолетом и направляющие катапультируемых сидений.
Фонари кабин откидные, откидываются на правую сторону.
В герметической обшивке вклепаны подножки для входа в переднюю и заднюю
кабины, ниже которых расположены передняя и задняя откидные ступеньки. В
нижней части обшивки имеются вырезы под люки для агрегатов
радиооборудования с левой стороны и преобразователя и гидроаккумулятора
с правой стороны.
Топливный отсек прилегает к герметическому отсеку по раме 21А и
продолжается до рамы 29, в нем расположены пять мягких топливных баков.
Топливные баки №
3 и 4, расположенные между рамами 26 и 29, охвачены воздушными каналами
двигателя. Заправочная горловина расположена на верхней левой стороне
между рамами 24 и 25.
В полости между дном топливного отсека и передней частью крыла
установлены агрегаты гидросистемы, электро- и радиоэлектронного
оборудования.
В верхней части фюзеляжа между рамами 29-32 имеются вырезы под люки для
монтажа электро- и гидросистем слева и системы кондиционирования справа.
Входная часть воздушных каналов двигателя до рамы 26Б съемная. Для
исключения влияния фюзеляжа на притекание воздуха в каналы входные
кромки каналов не прилегают непосредственно к фюзеляжу, а отделяются
отделительными ножами.
Отсек воздушного канала с рамы 26Б до рамы 30 прочно связан с каркасом
фюзеляжа. Боковые ветви каналов полукруглого сечения у рамы 30 переходят
в общий канал кругового сечения.
В нижней части фюзеляжа между рамами 23 и 30 образована выемка для
установки на фюзеляж сквозного крыла, ответные части узлов крепления
которого расположены на рамах 23, 26Б и 30.
В отсек фюзеляжа от рамы 32 до рамы 37 устанавливается двигатель. По
обеим сторонам двигательного отсека установлены направляющие с узлами
подвески двигателя на рамах 34 и 37.
Для осмотра двигателя в нижней части двигательного отсека расположены
четыре люка, которые закрываются быстродействующими замками. На раме 32
закреплена противопожарная установка.
Задняя (хвостовая) часть фюзеляжа (от рамы 38 до 47) склепана в одно
целое вместе с килем. Рама 38 усилена и совместно с рамой 37 составляет
быстроразъемное соединение задней части фюзеляжа с передней. Внутри
хвостовой части размещается двигатель АИ-25ТЛ с удлинительной трубой и
реактивным соплом.
Хвостовое оперение. Классического типа с трапециевидной формой киля и
стабилизатора, которые крепятся к хвостовой части фюзеляжа сверху по
рамам 39-46.
Каркас киля образован двумя лонжеронами и набором стрингеров и нервюр.
На усиленных нервюрах № 2, 3 и 7 закреплены узлы подвески руля
направления. Руль направления имеет аэродинамическую компенсацию и
весовую балансировку и не имеет триммера, так как боковая компенсация
выполнена введением триммера на элероне.
Стабилизатор со сквозной средней частью крепится задним узлом к раме 44
хвостовой части фюзеляжа, передний узел крепления стабилизатора
установлен между рамами 42 и 43. На усиленных нервюрах № 6 и 11
установлены узлы подвески руля высо-ты. Подвеска руля поворота и руля
высоты выполнена с помощью шарикоподшипников.
Руль высоты состоит из левой и правой частей, каждая часть подвешена на
трех узлах подвески. На каждой части руля высоты установлен триммер с
электрическим управлением. Правый триммер управляется кнопками из кабин
летчиков, левый отклоняется автоматически в зависимости от положения
закрылков между положением для взлета и для посадки.
Крыло самолета. Сквозное, трехлонжеронное, нестреловидное,
трапециевидной формы в плане, с несъемными концевыми топливными баками.
Стыковка крыла с фюзеляжем осуществляется с помощью четырех узлов
подвески, размещенных крестообразно.
Крыло без аэродинамической и геометрической крутки, оборудованное
двухщелевыми закрылками и элеронами.
Стойки основных ног шасси подвешены к крылу на основном лонжероне и
убираются в направлении к фюзеляжу.
К заднему лонжерону крепятся выдвижные двухщелевые закрылки, которые
управляются с помощью системы тяг и качалок, размещенных в плоскости
симметрии самолета.
Положение закрылков определяется тремя фиксированными положениями:
убрано, взлетное (выпущены на 25°), посадочное (выпущены на 44°). Каждое
положение закрылков имеет световую и механическую сигнализации.
Система уборки закрылков имеет приспособление для автоматической уборки
при скорости полета 310 км/ч по прибору.
Между нервюрами крыла № 9-14 расположены элероны, узлы подвески которых
установлены на концевых нервюрах элерона № 1 и 7. Элероны статически и
динамически сбалансированы. Балансир закреплен между нервюрами № 2 и 7.
На левом элероне имеется триммер-компенсатор, который управляется с
помощью электромеханизма.
В зоне между передним и основным лонжеронами расположены тормозные
щитки, которые управляются летчиками по их усмотрению. При достижении
числа М=0,78+0,02 тормозные щитки выпускаются автоматически.
На нижней части крыла расположены узлы подвески универсальных
держателей.
На обоих концах основного лонжерона крыла крепятся концевые топливные
баки, которые состоят из передней, средней и хвостовой частей. В
передней части располагаются фара, антенны и блоки СРО.
Средняя часть топливного бака заполняется топливом, в хвостовой части
установлены антенны и блоки СРО и разрядник статического электричества.
На нервюрах № 11 крыла закреплены на шести трубчатых кронштейнах трубки
ПВД: левая (основная) и правая (аварийная).
Управление самолетом. Жесткое, состоящее из системы тяг и качалок.
Управлять самолетом можно из обеих кабин. На полу кабин укреплены два
самостоятельных блока, на подставках которых на шарикоподшипниках
установлены качалки ручного и ножного управлений.
В систему управления рулем высоты включен пружинный бустер, понижающий
усилие на ручке управления при взлете. Он вступает в работу при
отклонении руля высоты на 11-13°.
Взлетно-посадочное устройство
Шасси самолета трехколесное, убирающееся в полете. Передняя стойка шасси
убирается в фюзеляж, вращаясь против направления полета. На самолете
имеется световая и механическая сигнализация выпущенного и убранного
положения шасси. Пе-редняя стойка шасси снабжена демпфером «шимми» и
центрирующим механизмом для поворачивания колес по направлению оси
симметрии фюзеляжа в разгруженном состоянии. Максимальный угол поворота
переднего колеса ±60°. Основные стойки шасси убираются в крыло по
направлению к оси фюзеляжа.
На основных стойках шасси установлены тормозные колеса К24-1000-2000,
оборудованные управляемыми гидравлическими дисковыми тормозами и
бескамерными
пневматиками размером 610 х 180 мм с давлением в них 5,5-0,3
, кгс/см .
На передней стойке установлено самоориентирующееся колесо К25-500,
обору-дованное бескамерным пневматиком размером 430х150 мм с давлением
4,3+0,3, кгс/см2 .
Амортизаторы всех трех стоек шасси жидкостно-газового типа. Начальное
давление азота в амортизаторе передней стойки 23±1,5 кгс/см2, а в
амортизаторе основной стойки 33±1 кгс/см2. Уборка и выпуск шасси
производятся с помощью основной гидравлической системы.
Система торможения колес гидравлическая, с ручным и ножным управлениями
тормозами колес из обеих кабин. Интенсивность торможения пропорциональна
нажатию на рычаги управления тормозами.
При уборке шасси основные колеса автоматически затормаживаются.
Гидравлическая система
Гидравлическая система самолета* (рис. 47)
предназначена для осуществления уборки-выпуска шасси, закрылков,
тормозных щитков, воздушной турбины - привода аварийного источника
электропитания, торможения колес.
Гидросистема условно подразделяется на следующие контуры: источников
питания, шасси, закрылков, тормозных щитков, воздушной турбины, тормозов
колес, азотный, воздушный и аварийный.
Самостоятельными контурами являются аварийный, азотный и воздушный.
Управление работой отдельных контуров гидросистемы дистанционное с
помощью электрогидравлических переключателей (кранов) при нормальной
эксплуатации или ручными кранами в аварийных случаях. Управление
осуществляется из обеих кабин в произвольной последовательности (одной
операцией или несколькими одновременно). При этом преимущество в
управлении имеет летчик в задней кабине.
Переключение потребителей (в том числе одновременное включение
нескольких потребителей) на работу от аварийного контура осуществляется
в любой последовательности. Здесь преимущества летчик в задней кабине не
имеет. Аварийное управление выпуском воздушной турбины возможно только
из передней кабины.
Из основного контура гидросистемы можно заряжать гидроаккумуляторы
аварийного контура путем открытия ручного крана в передней или задней
кабине.
Источником давления в гидросистеме является гидронасос переменной
производительности ЛУН 6101.
Контроль давления в гидросистеме осуществляется с помощью двухстрелочных
манометров со шкалой 0-200 кгс/см2 установленных на правом пульте в
каждой кабине. Левая стрелка манометра показывает давление в основной
системе, правая - в аварийной. Рабочая жидкость в гидросистеме - АМГ-10.
Номинальное давление рабочей жидкости в гидросистеме 150-10
кгс/см2.
Рабочее давление в тормозах колес 2-33 кгс/см2. Зарядное давление азота
в гидроаккумуляторах 50±3 кгс/см .
Производительность гидронасоса ЛУН 6101 25 л/мин при противодавлении на
выходе 0-100 кгс/см . Давление нулевой производительности 150- кгс/см .
Рабочий диапазон температуры окружающей среды от -60 до +85°С.
Контур шасси
Контур шасси обеспечивает выпуск и уборку стоек и щитков шасси.
После выпуска или уборки шасси щитки шасси закрываются (за исключением
аварийного выпуска шасси, когда щитки остаются открытыми).
Управление уборкой и выпуском шасси осуществляется:
а) из передней кабины с помощью двухпозиционного электрического
переключателя, установленного в левой части приборной доски: верхнее
положение - уборка, нижнее положение - выпуск; управление уборкой и
выпуском шасси из передней кабины возможно только тогда, когда
переключатель управления шасси в задней кабине находится в нейтральном
(среднем) положении;
б) из задней кабины с помощью трехпозиционного электрического
переключателя, установленного в левой части приборной доски: верхнее
положение переключателя - уборка, среднее - нейтральное, нижнее -
выпуск.
Сигнализация положения шасси и щитков шасси (одинаковая для обеих кабин)
осуществляется с помощью указателя положения шасси, расположенного в
левой части приборной доски. Сигнализация положения шасси следующая:
- три красные лампы, сигнализирующие о том, что шасси убрано;
- три зеленые лампы, сигнализирующие о том, что шасси выпущено:
- красное табло с надписью ЩИТКИ ОТКРЫТЫ;
- красное табло с надписью ВЫПУСТИ ШАССИ (при загорании гудит
электрическая сирена), белое табло с надписью ШАССИ ПОД ДАВЛЕНИЕМ в
передней части приборной доски (если табло горит - давление ниже 60±5
кгс/см2, если не горит -давление выше 60±5 кгс/см2).
Контур закрылков
Обеспечивает перемещение закрылков в положения ПОЛЕТ, ВЗЛЕТ и ПОСАДКА.
Управление электрогидравлическим переключением осуществляется с помощью
трех кнопок со световой сигнализацией, расположенных в обеих кабинах
(левый пульт).
Кнопки: передняя - для установки закрылков в положение ПОЛЕТ, средняя -
в положение ВЗЛЕТ и задняя - в положение ПОСАДКА.
После достижения закрылком требуемого положения кнопка возвращается в
исходное положение.
Синхронизация отклонений левой и правой половин закрылка осуществляется
с помощью механической кинематической связи.
Закрылки автоматически убираются при скорости полета 310 км/ч.
Сигнализация положения закрылков (одинаковая для обеих кабин)
осуществляется с помощью трех белых световых символов, расположенных на
левом пульте у трехкнопочного избирателя, обозначающих положения:
передний - ПОЛЕТ, средний -ВЗЛЕТ и задний - ПОСАДКА.
Контур тормозных щитков
Обеспечивает выпуск и уборку тормозных щитков. Управление тормозными
щитками осуществляется с помощью:
- двухпозиционного электрического переключателя на РУД (при этом
фиксируется длительно выпущенное положение тормозных щитков): при
положении переключателя в переднем положении происходит уборка щитков, в
заднем положении - их выпуск;
кнопкой на РУД - для кратковременного выпуска тормозных щитков.
Рис. 47. Гидравлическая система самолета:
1 - аварийный переключатель; 2 - цилиндр замка убранного положения
стойки; 3 - цилиндр замков щитков шасси; 4 - гидрозамок; 5 - челночный
клапан; 6 - гидрозамок цилиндра закрылков; 7 - кран аварийного выпуска
шасси; 8 - кран аварийного выпуска закрылков; 9 - кран аварийной уборки
тормозных щитков; 10 - кран аварийного выпуска воздушной турбины; 11 -
цилиндр закрылков; 12 - цилиндр тормозных щитков; 13 - манометр тормозов
передней кабины; 14 - манометр тормозов задней кабины; 15 -манометр
аварийного торможения; 16 - манометр гидросистемы.
Из передней кабины тормозными щитками можно
управлять в случае, если переключатель управления ими в задней кабине
находится в нейтральном положении.
После нажатия на кнопку или переключатель электрический сигнал подается
на электрогидравлический кран ГА-184У, управляющий потоком рабочей
жидкости.
Из задней кабины тормозными щитками можно управлять с помощью
трехпозиционного электрического возвратного переключателя на рычаге
управления двигателем: при установке переключателя в переднее положение
происходит уборка щитков; среднее положение переключателя - нейтральное
(при этом можно управлять щитками из передней кабины); при установке
переключателя а заднее положение происходит выпуск щитков.
При достижении самолетом числа М=0,78+0,02 тормозные щитки
выпускаются автоматически.
Сигнализация положения тормозных щитков (одинаковая в обеих кабинах)
осуществляется с помощью табло зеленого цвета, расположенного на
указателе положения шасси (левая часть приборной доски): табло горит -
тормозные щитки выпущены, табло не горит - тормозные щитки убраны.
Контур торможения колес шасси
Обеспечивает торможение колес на пробеге, при рулении, при уборке шасси
и на стоянке.
Управление торможением колес осуществляется с помощью рычага на ручке
управления самолетом и педалей - на пробеге и рулении, ручного клапана -
при стояночном торможении и автоматически - при уборке шасси.
Рабочее давление в тормозах 2-33+3 кгс/см2 - при основном
торможении, 33+3-46 кгс/см2 - при автоматическом торможении
колес при уборке шасси.
Управление торможением колес одинаковое для обеих кабин. Стояночное
торможение возможно только из передней кабины.
Основное управление торможением - дифференцированное, аварийное -
недифференцированное.
Торможение колес (основное и аварийное) возможно только при обжатой
носовой стойке шасси (после опускания носа самолета при посадке).
При основном торможении работает противоюзовая система; при аварийном
торможении эта система не работает.
При аварийном торможении плавность торможения не обеспечивается.
Индикация давления в тормозах осуществляется по однострелочным
манометрам на 60 кгс/см2, установленным на средних приборных пультах
передней и задней кабин.
Контур воздушной турбины
Обеспечивает выпуск в воздушный поток и уборку воздушной турбины с
генератором электрического тока - запасным источником электропитания.
Воздушная турбина выпускается автоматически при отказе основного
источника электропитания или при остановке двигателя и убирается
автоматически при посадке после обжатия носовой стойки шасси, при
аварийной уборке шасси или при возобновлении работы основного источника
электропитания.
Кроме автоматического имеется аварийный способ выпуска воздушной турбины
(только из передней кабины).
Аварийный контур
Источником энергии в нем служат три гидроаккумулятора, заряжаемые
автоматически от основной гидросистемы до давления 150 кгс/см2 .
Аварийный контур позволяет производить:
- выпуск шасси (без закрытия створок);
- выпуск закрылков в положение ПОСАДКА;
- уборку тормозных щитков;
- выпуск воздушной турбины (аварийного источника электропитания);
- торможение колес шасси давлением 2-33 кгс/см2 (недифференцированное).
Во избежание понижения давления в аварийном контуре в случае падения
давления в основном контуре ручные вентили, соединяющие основной и
аварийный кон-
туры, должны быть закрыты.
В полете необходимо периодически контролировать зарядку
гидроаккумуляторов, при необходимости дозаряжать их до давления 150
кгс/см2.
При давлении в гидроаккумуляторах 105 кгс/см2 обеспечивается аварийный
выпуск шасси, аварийный выпуск закрылков и уборка тормозных щитков.
Производительность гидравлического насоса при авторотации двигателя
достаточна для обеспечения в воздухе всех необходимых операций, но за
большее время.
Рис. 48. Принципиальная схема воздушной системы:
1 - штуцер для зарядки системы воздухом; 2 - фильтр; 3 - обратный
клапан: 4 - баллон 2-литровый 150 кгс/см2; 5 - манометр МВ-250; 6 - кран
стравливания воздуха из системы; 7 - кран стравливания воздуха из
зарядного шланга; 8 - краны герметизации, блокированные с замками
откидных частей фонаря; 9 -телескопическое соединение трубопроводов
подвода воздуха в шланги; 10, 17 и 19 - шланги герметизации; 11 - кран
тренировочной разгерметизации; 12 - редуктор 150 х 50 кгс/см2; 13 -
редуктор 50 х 1,5 кгс/см2; 14 - обратный клапан; 15 - рукоятка
КОНДИЦ.-ГЕРМЕТ.; 16 - кран герметизации; 18 - датчик давления для
наземной поверки редуктора 50 х 1,5 кгс/см2 КЛ-39
Воздушная система
Воздушная система самолета обеспечивает питание воздухом шлангов для
герметизации переднего козырька и фонарей кабины (рис. 48). Воздух под
давлением 150 кгс/см2 находится в двухлитровом баллоне, установленном в
носовой части фюзеляжа,
В шланги герметизации воздух поступает после
редукторов, снижающих давление со 150 до 1,8-2,55 кгс/см2.
Герметизация фонарей кабин осуществляется перемещением ручки
КЛИМАТИ-ЗАЦИЯ-ГЕРМЕТ. в переднее положение, разгерметизация кабин -
обратным движением ручки КЛИМАТИЗАЦИЯ-ГЕРМЕТ.
В полете можно произвести тренировочную разгерметизацию кабины с помощью
ручки РАЗГЕРМЕТ. КАБИНЫ, установленной на среднем пульте в задней
кабине.
В случае открытия фонаря кабины без предварительной разгерметизации
шлангов ручкой КЛИМАТИЗАЦИЯ-ГЕРМЕТ. или при катапультировании давление
воздуха из шлангов стравливается автоматически.
Не рекомендуется открывать замки фонаря без предварительного сброса
давления воздуха из шлангов из-за выхода фонарей из шарниров подвески.
Топливная система
Топливная система самолета обеспечивает питание
топливом двигателя АИ-25ТЛ и вспомогательного двигателя «Сапфир-5» (рис.
49).
В топливную систему самолета входят:
- пять мягких резиновых фюзеляжных баков;
- концевые крыльевые баки на крыле (два бака);
- система обеспечения заданного порядка выработки топлива, сигнализации,
контроля и управления;
- топливный аккумулятор;
- система дренажа;
- трубопроводы.
Емкость топливной системы самолета составляет:
- пяти фюзеляжных баков - 1100 л;
- двух концевых крыльевых баков - 200 л.
Общая емкость топливной системы самолета - 1300 л.
Заправка баков топливом производится сверху через три заливные
горловины. Заливные горловины установлены: одна - во втором фюзеляжном
баке и по одной - в концевых крыльевых баках.
Фюзеляжные баки № 1-5, соединенные между собой, размещены в фюзеляже за
задней кабиной. Топливо перетекает самотеком из всех баков в бак № 5,
который является расходным баком. В баке № 5 установлен топливный
подкачивающий насос ЛУН 6280, подающий топливо под давлением к двигателю
АИ-25ТЛ и вспомогательному двигателю «Сапфир-5». Подача топлива из
концевых крыльевых баков производится под давлением воздуха 0,4±0,45
кгс/см , поступающего от компрессора двигателя.
Для питания двигателя топливом в полете с нулевыми и отрицательными
перегрузками имеется топливный аккумулятор емкостью 10 л, воздух к
которому подводится от компрессора двигателя под давлением 0,4±0,45
кгс/см2.
Для исключения в этом случае поступления топлива обратно в бак между
топливным аккумулятором и насосом ЛУН 6280 установлен обратный клапан.
При полной заправке топливной системы самолета вначале вырабатывается
топливо из фюзеляжных баков до момента открытия поплавкового клапана
(установлен в баке № 5), после чего начинается выработка из концевых
крыльевых баков.
После выработки топлива из концевых крыльевых баков в дальнейшем
вырабатывается топливо из фюзеляжных баков.
Система дренажа топливных баков открытого типа. Дренажный трубопровод
соединяет все фюзеляжные баки с атмосферой через обратный клапан,
установленный в верхней части первого топливного бака; это предотвращает
выброс топлива в атмо-сферу при выполнении полета. Заборник дренажа
находится на нижней поверхности средней части фюзеляжа.
Рис. 49. Принципиальная схема топливной системы:
1 - топливные фюзеляжные баки (1 - 5-й баки); 2 - дренажный клапан; 3 -
заливная горловина; 4 - датчик топливомера; 5 - дренажный трубопровод; 6
- штуцер слива топлива из ВСУ «Сапфир-5»; 7 - подкачивающий насос; 8 -
кран слива отстоя; 9 - сигнализатор давления; 10 - обратный клапан; 11 -
пере-крывной кран; 12 - сливной клапан; 13 - топливный аккумулятор; 14 -
кран слива отстоя; 15 - питание ВСУ «Сапфир-5»; 16 - противопожарный
кран; 17 - кран слива топлива; 18 - редуктор; 19 - воздушный фильтр; 20
- обратный клапан; 21 - воздух из компрессора двигателя; 22 - концевой
крыльевой бак; 23 -сигнализатор давления; 24 - обратный клапан; 25 -
указатель топливомера; 26 - гравитационный клапан; 27 - сигнализатор
максимального перепада давления топлива на фильтре; 28 - кран слива
топлива; 29 -топливный насос 4001; 30 - топливный редуктор 4000; 31 -
электромагнитный клапан пускового топлива; 32 - рабочая форсунка; 33 -
пусковая форсунка.
Для предохранения заборника дренажа от замерзания используется теплый
воздух, отбираемый от компрессора двигателя, который подводится к
трубке, выходящей в атмосферу в нижней части фюзеляжа.
Топливо для питания вспомогательного двигателя «Сапфир-5» отбирается из
магистрали питания двигателя АИ-25ТЛ за топливным аккумулятором (перед
пожарным краном двигателя).
Для улучшения охлаждения масла при температуре топлива +60°С на выходе
из ТМА производится увеличение прокачки топлива через ТМА путем открытия
термостатического клапана и перепуска топлива в бак № 4.
Для исключения перепуска топлива (из топливного аккумулятора) при
полетах с отрицательными перегрузками (полет вверх колесами) в линии
перепуска топлива из ТМА в бак установлен гравитационный перепускной
клапан, который исключает перепуск топлива при открытом термостатическом
клапане.
В магистрали подачи топлива из фюзеляжных баков к двигателю после
подкачивающего насоса имеются перекрывной и противопожарный краны.
Управление кранами механически связано и осуществляется из обеих кабин.
Сигнализация работы топливной системы имеется в каждой кабине и состоит
из светового табло 150 КГ ТОПЛИВА, загорающегося при резервном остатке
топлива в фюзеляжных баках; светового табло НЕ ЗАПУСКАЙ, загорающегося
при падении давления топлива после подкачивающего насоса ниже 0,3±0,05
кгс/см (горит в режиме
мигания); светового табло БАКИ, гаснущего при
повышении давления воздуха в концевых крыльевых баках выше 0,3±0,05
кгс/см и загорающегося после выработки топлива из концевых крыльевых
баков; светового табло ФИЛЬТР ТОПЛИВА, загорающегося при достижении
перепада давления топлива на фильтре 0,4±0,05 кгс/см .
Контроль за количеством топлива в фюзеляжных баках осуществляется с
помощью топливомера. В топливном баке № 2 установлен датчик топливомера
емкостного типа для замера количества топлива в фюзеляжных баках и
включения сигнала резервного остатка топлива 150 КГ ТОПЛИВА. Указатели
топливомера расположены на правых неоткидных частях приборных досок
передней и задней кабин.
На указателе имеется бленкер (черно-белый сектор), который вращается
только при выработке топлива из фюзеляжных баков. Нулевая отметка шкалы
указателя соответствует наличию в фюзеляжных баках 37 кг топлива (начало
замера).
При эксплуатации двигателя применяются топлива Т-1, ТС-1 (ГОСТ
10227-62), РТ (ГОСТ 10227-86), PL-4 (по ЧСН 656518), PL-5 (по ЧСН
656519), PL-6 (РВД25-005-76).
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Топливо Т-7 не применять до особого указания.
Средства противопожарной защиты
На самолете Л-39 средствами противопожарной защиты обеспечен только
отсек двигателя АИ-25ТЛ.
Средства противопожарной защиты отсека двигателя самолета состоят из
системы пожарной сигнализации типа ССП-2И и системы пожаротушения.
Система пожарной сигнализации включает шесть сигнализаторов ДТБГ,
установленных на рамах в средней части фюзеляжа в отсеке двигателя,
исполнительный блок БИ-2И и аварийные светосигнальные табло в передней и
задней кабинах.
Система пожаротушения состоит из огнетушителя ОС-2 с огнегасящей
жидкостью «7» или фреоном 11482, соединительных трубопроводов и
распылительных коллекторов.
Включение огнетушителя при пожаре производится нажатием любой из двух
кнопок пожаротушения, установленных на левом пульте в передней и задней
кабинах.
содержание .. 13 14 15 16 ..