Навигация

Руководство

Регламент ТО

Технологии

Каталоги

Документы Ан-26

курьерская доставка товаров Санкт-Петербург и область

ex-garant.ru

КОНСТРУКЦИЯ И ЛЕТНАЯ ЭКСПЛУАТАЦИЯ САМОЛЕТА Ан-26

 

В настоящем учебном пособии приведены основные данные и эксплуатационные ограничения самолета Ан-26, описана конструкция планера, гидромеханических и других систем.
Рассмотрены вопросы эксплуатации самолета и его систем при подготовке его к полету и в полете.
Пособие предназначено для курсантов и летного состава и может быть использовано бортовыми техниками и инженерно-техническим составом. Оно не заменяет техническое описание и Руководство по летной эксплуатации, а  поясняет  и дополняет эти документы.

Предисловие

Учебное пособие  написано в соответствии с программой вки инженера-пилота. Оно также может быть полезным бортовым техникам и инженерно-техническому составу. При написании учебного пособия авторы учитывали то, что курсантами изучены теоретические основы элементной базы самолетных конструкций. Поэтому конструкция и работа отдельных агрегатов (узлов) в пособии не рассматривается, она изложена в ранее изданных на кафедре пособиях.
Учебное пособие состоит из предисловия и десяти глав. Структура большинства глав одинакова. В главе, как правило, излагаются общая характеристика и основные данные, устройство и работа частей планера или его систем, а также эксплуатация их при подготовке к полету и в полете как в штатных ситуациях, так и при отказах и неисправностях. Учитывая важность элементов управления и контроля работы систем для летного состава они выделены в пособии отдельными вопросами. Причем достаточно полно дается функциональное назначение органов управления, условия срабатывания сигнальных ламп и табло, номинальное значение контролируемых параметров на индикаторах с указанием места их расположения в кабине самолета.
Основные данные и ограничения по работе систем, а также обширная информация справочного характера рассматривается в соответствующих главах, за исключением общих данных и эксплуатационных ограничений по самолету в целом, которые рассматриваются в первой главе. Многие значения параметров, которые в эксплуатации влияют на безопасность полета, приводятся с допусками. Эксплуатационные ограничения приводятся с учетом временных ограничений, действующих на момент написания учебного пособия.
В вопросах устройства частей планера, гидромеханических и других функциональных систем рассматриваются только основные агрегаты (узлы), позволяющие рассмотреть функционирование (работу)  систем в целом. При этом дается их функциональное назначение, особенности конструкции (работы), а также размещение на самолете, привязанное к силовому каркасу (шпангоутам и нервюрам). Дополнительную информацию по конструкции агрегатов (узлов) и систем можно получить из рисунков и схем, приведенных в пособии.
Эксплуатация систем и оборудования самолета в пособии рассматривается по этапам полета. Вопросы особенности пилотирования в особых случаях в полете, связанных с отказами и неисправностями в пособии не рассматриваются, а приводятся только действия экипажа по  восстановлению работоспособности отказавших систем.
В пособии приведены краткие характеристики авиационного, радиотехнического, десантно-транспортного оборудования и вооружения самолета.
Авторы выражают благодарность инженерному и летно-методическому отделам учебного центра (в/ч 44606) за сделанные ими ценные замечания при рецензировании настоящей работы.

 

Г Л А В А   1

ОБЩИЕ  СВЕДЕНИЯ И КРАТКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКАКОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА, ЕГО СИСТЕМ ИОБОРУДОВАНИЯ

1.1. Назначение, основные данные и ограничения самолета

Назначение самолета

Легкий военно-транспортный самолет  Ан-26 с двумя турбовинтовыми двигателями АИ-24ВТ и вспомогательной силовой установкой РУ19А-300 (Рис. 1.1) предназначен для десантирования и транспортировки личного состава, различных грузов и боевой техники вооруженных сил, а также для перевозки раненых и больных.

Рис. 1.1. Схема самолета

Пилотажно-навигационное, радиотехническое и противообледенительное оборудование самолета обеспечивает выполнение полетов днем и ночью, в простых и сложных метеорологических условиях.

Общие геометрические данные

1. Длина самолета..................................................................... 23,8 м
2. Ширина самолета................................................................... 29,2 м
3. Высота  на стоянке................................................................ 8,575 м
4. Стояночный угол пустого самолета.................................... 0о 40
5. Расстояние от конца лопасти до земли на стоянке......... 1,22 м
6. Внутренние габариты грузовой кабины:
длина  между шпангоутами 7…40..................................... 15,68 м
длина между шпангоутами 10…33.................................... 11,1 м
максимальная ширина......................................................... 2,78 м
максимальная высота......................................................... 1,88 м
7. Размеры проема передней (входной) двери....................... 0,6х1,4 м
8. Размеры проемов аварийных люков:
боковых............................................................................... 0,5х0,6 м
нижнего............................................................................... 0,95х1,26 м
9. Размеры  проема грузового люка........................................... 2,4х3,15 м
10. Высота порога грузового люка над землей........................ 1,47 м
11. Высота верхней кромки грузового люка
над землей ............................................................................................. 3,01 м
12. Колея шасси по крайним пневматикам.................................. 8,48 м
13. База шасси................................................................................ 7,65 м
14. Минимальный радиус разворота........................................... 11,25 м

 

Летно-технические данные

1. Максимальная на высоте 6000 м, при работе двух двигателей АИ-24ВТ
на максимальном режиме .............................................................................................................. 440 км/ч

2. Максимальная вертикальная скорость при взлетной массе 24 т  у земли,
когда работают два двигателя АИ-24ВТ на максимальном и РУ19А-300 на номинальном режима... 7,8 м/с

3. Практический потолок при взлете с массой 24 т и непрерывном наборе высоты на
приборной РУ19А-300 на номинальном режимах ................................................................................ 7600 м

4. Длина разбега на бетонированной ВПП  при взлетной массе 24 т, когда работают два двигателя
АИ-24ВТ на взлетном и РУ19А-300 на номинальном режимах ........................................................... 850 м

5. Длина пробега при посадке самолета с массой 24 т и скорости приземления 200 км/час .......... 770 м

6. Практическая дальность полета при взлетной массе 24 т с массой груза
4680 кг на высоте 6000м, при истинной скорости   430 км/час......................................................... 1120 км

7. Практическая дальность при  максимальном запасе топлива, взлетной массе 24 т, истинной
скорости 430 км/час, на высоте 6000м................................................................................................ 2496 км

8. Максимальное количество заправляемого топлива........................................................................ 7080 л.

Эксплуатационные ограничения

1. Максимальная взлетная (посадочная) масса...................................... 24000 кг
2. Максимальная рулежная масса........................................................... 24230 кг
3. Максимальная масса загруженного самолета
без  топлива.................................................................................... 22000 кг
4. Максимальная масса десантной нагрузки........................................... 5500 кг
 .......................................................................................................... (6300 кг при максимальной
массе загруженного самолета  без топлива)
5. Минимальная прочность грунта при эксплуатации самолета с ГВПП.......... 5 кгс/см2
6. Предельно передняя центровка (шасси выпущено)
при эксплуатации с:
БВПП......................................................................... 15% САХ
ВПП......................................................................... 19%САХ
7. Предельно задняя центровка (шасси выпущено)
при эксплуатации с:
БВПП......................................................................... 33%САХ
ГВПП......................................................................... 32%САХ
8. Максимальная эксплуатационная перегрузка... 2.4
9. Допустимая отрицательная перегрузка.............. - 0.5
10. Максимально допустимые приборные скорости:
при  экстренном снижении на высотах
менее 6500 м............................................................. 540 км/час
эксплуатационная.................................................... 560 км/час
с выпущенным шасси............................................... 450 км/час
с открытым грузовым люком.................................... 360 км/час
при закрытии рампы в полете  от аварийной
гидросистемы........................................................... 350 км/час
(от основной гидросистемы).................................. 320 км/часпри выпуске
и уборке закрылков и в полете
с выпущенными закрылками:
на 15о........................................................................ 320 км/час
на 38о........................................................................ 265 км/час
при выпуске и уборке шасси................................... 310 км/час
11. Максимальная нагрузка на участок пола
между шпангоутами:
10…17....................................................................... 3100 кгс
17…20....................................................................... 5000 кгс
20…26....................................................................... 3000 кгс
26…33....................................................................... 1500 кгс
12. Максимальная нагрузка на колеса техники при транспортировке на участок пола между шпангоутами:
10…17 и 20…33....................................................... 625 кгс
17…20....................................................................... 1550 кгс
13. Максимальная нагрузка на колеса техники
при погрузке по всей длине пола........................... 1550 кгс
14. Максимальная сосредоточенная нагрузка на участке  рельса транспортера длиной 500 мм....... 400 кгс
15. Максимальная равномерно распределенная нагрузка на боковые панели пола между шпангоутами:
10…17 и 20…33....................................................... 2500 кгс/м2
17…20....................................................................... 8000  кгс/м2
16. Максимальная равномерно распределенная нагрузка на среднюю часть пола (между
рельсами) по всей длине............................................................ 800 кгс/м2
17. Максимальное рабочее избыточное давление воздуха в гермокабине............................ 0.3 кгс/см2
18. Максимальная скорость руления при
управленииколесами передней стойки от штурвальчика...................................... 30 км/час

1.2. Краткая характеристика конструкции планера, систем и оборудования самолета

Планер, его части и системы

Самолет представляет собой цельнометаллический свободнонесущий моноплан с высоко расположенным крылом, однокилевым вертикальным оперением с форкилем и двумя подфюзеляжными гребнями.
При изготовлении планера широко применяются клеевые и клеесварные соединения, монолитные крупногабаритные панели, высокопрочные алюминиевые сплавы и стали.
Для облегчения массы панелей фюзеляжа и хвостового оперения применено химическое фрезерование.
На самолете широко использованы неметаллические материалы – волокнит, пресспорошок, ориентированное органическое стекло, пенопласт, этролпаронит, слоистые пластики и стеклопластики, полиамидные смолы, полиэтилен, фторопласт, поролон и др.

Фюзеляж самолета представляет собой цельнометаллический балочно-стрингерный полумонокок,  имеет три технологических разъема по шпангоутам 11, 33 и 40. Поперечный силовй набор состоит из 50 шпангоутов, продольный – из 74 стрингеров и ряда продольных балок. Нижние части шпангоутов совместно с продольными профилями образуют каркас пола фюзеляжа. Обшивка фюзеляжа выполнена в виде отдельных технологических панелей из дуралюминиевых листов толщиной 0.8…1.8 мм. Обшивка нижней части фюзеляжа между шпангоутами 11…27 изготовлена из биметаллических листов, состоящих из внутреннего дуралюмиевого и наружного  титанового слоев. Заклепочные швы герметизируются герметиком   У30МЭС-5 и лентой У20А. Фонарь кабины экипажа остеклен ориентированным органическим стеклом.  Перед  летчиком установлено по одному триплексному стеклу с пленочным электрообогревом. Слева и справа фонарь имеет по одной форточке, сдвигающейся назад. В фюзеляже установлены 9 окон и блистер штурмана. В правом борту между шпангоутами 7…9 расположена входная дверь. Для аварийного покидания самолета в конструкции фюзеляжа предусмотрены нижний, верхний и 2 бортовых аварийных люка. Погрузка и разгрузка военных грузов, а также десантирование грузов и личного состава осуществляется через грузовой люк, расположенный между шпангоутами 33…40.

Крыло самолета – высоко расположенное, свободно несущее, имеет разъемы по нервюрам 7 и 12 и делится на центроплан, две средние (СЧК) и две отъемные части (ОЧК).
Центроплан – прямоугольной формы в плане, остальная часть крыла – трапецевидной. Центроплан несет на себе два отклоняющихся однощелевых закрылка, средние части крыла – по одному выдвижному двухщелевому закрылку, отъемные части – по две секции элеронов. Крыло кессонного типа и состоит из двух лонжеронов, двадцати трех нервюр, обшивки и стрингеров, образующих панели, носовых и хвостовых частей и концевых обтекателей. В кессонах центроплана расположены 10 мягких топливных баков. Кессоны СЧК представляют собой герметизированные топливные баки-отсеки. Большинство элементов конструкции крыла выполнено из алюминиевых сплавов.

Хвостовое оперение – свободнонесущее, однокилевое. Состоит из двух консолей стабилизатора, двух половин руля высоты, киля, руля направления и форкиля. Стабилизатор и киль – двухлонжеронной конструкции с работающей дуралюминиевой обшивкой. На каждой половине руля высоты установлен триммер, а на руле направления пружинный триммер–сервокомпенсатор. Руль высоты и руль направления имеют осевую аэродинамическую компенсацию и стопроцентную балансировку.

Шасси самолета убирающееся в полете, выполнено по трехопорной схеме. Состоит из двух основных и одной передней опоры. Основные опоры установлены в гондолах двигателей и в полете, убираются вперед в специальные отсеки. На каждой амортстойке основной опоры установлены на общей неподвижной оси два колеса с пневматиками низкого давления и дисковыми тормозами. Колеса снабжены инерционными датчиками юза. Передняя опора установлена в носовой части фюзеляжа и в полете также убирается вперед в отсек под кабиной экипажа. На амортстойке передней опоры установлены на общей вращающейся оси два нетормозных колеса с пневматиками низкого давления, имеющие рулежное и взлетно-посадочное управление.  В выпущенном и убранном положениях амортстойки фиксируются механическими замками, которые открываются с помощью гидроцилиндров. Отсеки шасси закрываются створками при полностью убранном и выпущенном положениях амортстоек. Выпуск и уборка шасси, открытие замков, торможение клес основных опор и поворот колес носовой опоры осуществляется гидроцилиндрами. В случае выхода из  строя гидросистемы, замки убранного положения всех амортстоек шасси могут быть открыты вручную с помощью механической системы. Основные силовые детали шасси выполнены из хромансилевой стали.

Система управления самолетом обеспечивает управление рулями, элеронами, их триммерами, а также закрылками. С системой управления самолетом связаны автопилот, а также системы управления поворотом колес передней опоры и торможения колес основных опор шасси. Для фиксации рулевых поверхностей на стоянке предусмотрена система стопорения рулей и элеронов. Управление рулями и элеронами прямое, двойное, то есть осуществляться с мест обоих летчиков. Проводка управления рулями и элеронами представляет собой систему тяг и качалок. Управление триммером руля высоты - тросовое, триммерами элеронов и руля направления - электрическое. Управление закрылками электрогидромеханическое. Выпуск и уборка закрылков осуществляется гидроприводом посредством трансмиссионного вала и шести винтовых подъемников.

Гидравлическая система самолета является составной частью энергетической системы самолета и обеспечивает: уборку и выпуск шасси и закрылков, поворот передней опоры и торможение колес основных опор шасси, привод стеклоочистителей, аварийное флюгирование воздушных винтов и останов двигателей, привод транспортера, открытие и закрытие крышки нижнего аварийного люка, управление грузолюком. В качестве рабочей жидкости  в системе используется  минеральное масло  АМГ-10. Гидросистема  функционально состоит из основной и аварийной систем, а также системы ручного насоса. Источниками давления в системе служат два шестеренные насосы с приводом от двигателей, электроприводная аварийная насосная станция НС-14, ручной насос НР-01  и два гидроаккумулятора. Номинальное давление жидкости в основной гидросистеме 155+5 кг/см2, в аварийной – 160+15 кгс/см2. Высотность системы обеспечивается за счет наддува гидробака воздухом, отбираемым от комрессоров двигателей.

Топливная система обеспечивает питание топливом  двигателей АИ-24ВТ и РУ19А-300. Топливные емкости самолета состоят из десяти мягких баков и двух баков отсеков, каждый из которых разделен перегородкой на два бака. Баки расположены симметрично в крыле. Мягкие баки №1,2,4,5 и 6 размещены в межлонжеронном пространстве центроплана, по пять между нервюрами 1…6.  Баками-отсеками  №3 и №3а являются кессоны средней части крыла. Баки каждого полукрыла образуют три группы. В первую группу входят пять мягких баков, во вторую группу-бак №3 и в третью группу бак №3а (расходный бак). Полная емкость топливных баков составляет 7316 л. Эксплуатационная заправка с учетом  недозаправки 3% объема баков на температурное расширение равна 7080 л. Питание каждого двигателя осуществляется из расходного бака при помощи двух подкачивающих насосов. Питание двигателя РУ19А-300  осуществляется из баков правого полукрыла.  Топливо из первой и второй групп вырабатывается перекачкой в расходный бак. Управление выработкой топлива может осуществляться автоматически или вручную. Заправка баков топливом может производиться сверху через заправочные горловины или централизованно, снизу, под давлением. Дренажная система открытого типа, она обеспечивает заполнение воздухом освобождаемых от топлива объемов на всех режимах полета, в том числе и при аварийном снижении.

Противопожарное оборудование самолета состоит из стационарной противопожарной системы, ручных  переносных огнетушителей и конструктивной защиты. В качестве огнегасящего состава в огнетушителях стационарной противопожарной системы применен фреон 114В2. Переносные огнетушители заряжаются углекислотой. Стационарная противопожарная система предназначена для обнаружения и ликвидации пожара в наиболее пожароопасных местах: в гондолах двигателей, в двигателях и в крыле в местах расположения топливных баков. Стационарная противопожарная система состоит их противопожарной системы самолета и противопожарной системы двигателей. Обе системы имеют общую электросистему и щиток пожаротушения.

Система нейтрального газа предназначена для заполнения нейтральным газом топливных баков с целью создания в них взрывобезопасной среды. В качестве нейтрального газа применяется углекислый газ (СО2). Система обеспечивает подачу нейтрального газа непосредственно в топливные баки, из которых производится выработка топлива, а также во все баки одновременно через систему дренажа при снижении самолета. В настоящее время система не используется.

Система кондиционирования воздуха предназначена для создания и поддержания в кабине самолета условий, необходимых для нормальной жизнедеятельности человека на больших высотах полета. Этими условиями являются температура и давление воздуха в кабинах. Воздух для отопления (охлаждения), вентиляции и наддува кабины отбирается из-за компрессоров двигателей АИ-24ВТ и после охлаждения до нужной температуры в агрегатах турбохолодильных установок подается в кабину. Количество отбираемого воздуха обеспечивает 20…26 кратный обмен воздуха в кабине в течение одного часа. Температура воздуха в кабинах регулируется изменением температуры подаваемого в кабины воздуха, а давление-сбросом определенного избытка воздуха через выпускные клапаны.

Противообледенительная система самолета обеспечивает безопасность полета в условиях обледенения. Для защиты от обледенения самолет оснащен воздушно-тепловыми,  электрическими и жидкостными противообледенительными устройствами. Воздушно-тепловыми противообледенительными устройствами оснащены крыло, оперение самолета, воздухозаборники двигателей, маслорадиаторов и воздуховоздушных радиаторов, а также входные направляющих аппараты двигателей. Электрическими противообледенительными  устройствами оборудованы воздушные винты и их обтекатели, смотровые стекла летчиков, приемники воздушного давления ППД и ПВД, датчики сигнализаторов обледенения РИО-3 и СО-4АМ и датчик углов атаки ДУА. Жидкостная система используется для защиты от обледенения блистера штурмана.

Основная силовая установка самолета состоит из двух турбовинтовых двигателей АИ-24ВТ с взлетной мощностью по 2820 л.с. и флюгерными четырехлопастными винтами АВ-72Т с рабочей частотой вращения 1300 об/мин. Двигатели установлены в гондолах, расположенных на центроплане. Каждый двигатель с помощью рамы через силовой шпангоут гондолы крепится к ферме, смонтированной на переднем лонжероне крыла. На двигателе, кроме воздушного винта, монтируются:  обтекатель редуктора, капот, противообледенительная система, выходное устройство, агрегаты маслосистемы, система обдува генераторов и двигателя, система топливопитания и противопожарная система. Горячая часть двигателя и выходное устройство отделены от конструкции крыла специальными противопожарными перегородками и экранами.

Вспомогательная силовая установка выполнена на базе турбореактивного двигателя РУ19А-300, который установлен в хвостовой части правой гондолы. Он обеспечивает: дополнительную тягу (до 800 кгс) при взлете и наборе высоты, необходимую тяговооруженность самолета при отказе одного двигателя АТ-24ВТ, бортовой запуск двигателя АИ-24ВТ, питание электроэнергией бортсети самолета на стоянке при неработающих двигателях, питание электроэнергии бортсети самолета в полете при отказе генераторов СТГ-18ТМО.

Десантно-транспортное, санитарное оборудование
вооружение. Бытовое оборудование

Десантно-транспортное оборудование обеспечивает транспортировку личного состава, раненых и больных в количестве 38 человек на сидениях или 24- на унифицированных носилках, воинских грузов и боевой техники общей массой не превышающей максимальной массы десантной нагрузки, специальных грузов или бомб на внешних подвесках до 500 кг, парашютное десантирование десантников в количестве 30 человек, воинских грузов с транспортера П-157ГП в штатной таре общей массой до 4550 кг или ПГС-200 и членов боевого расчета в составе до 20 парашютистов вслед за грузами.

Санитарное оборудование обеспечивает погрузку и выгрузку раненых и больных при транспортировке их в тыловые госпитали, доставку медицинского и обслуживающего персонала, медикаментов и других медицинских грузов, перебазировку к месту новой дислокации личного состава госпиталей.

Бомбардировочное вооружение применяется для прицельного бомбометания с горизонтального полета по наземным целям при их визуальной видимости с высоты полета самолета от 600 до 5000 м при скоростях полета от 300 до 420 км/час.
Система АСО-2В предназначена для отстрела ИК патронов типа ППИ-26 с целью создания ложных тепловых целей. Устанавливается шесть комплектов системы АСО-2В, размещенных в двух  наружных контейнерных установках, которые подвешиваются к пилонам, устанавливаемым на штатные узлы внешних подвесок в районе шпангоутов 22…23 фюзеляжа.
Устройство выброса УВ-26 предназначено для отстрела ИК патронов типа ППИ-26 из двух комплектов, размещенных в двух  наружных контейнерах. Каждый контейнер состоит из двух модулей. В каждом модуле контейнера размещается шесть блоков выброса по 32 ИК патрона в каждом.

Бытовое оборудование самолета включает кресла экипажа, облицовки кабины экипажа и грузовой кабины, светозащитные шторы и светофильтры, системы водоснабжения и сантехники. В настоящее время система сантехники демонтирована.

Электрооборудование

К электрооборудованию самолета относятся  система электроснабжения, светотехническое оборудование и сигнализация. Система  электроснабжения обеспечивает запуск двигателей РУ19А-300 и АИ-24ВТ, проверку самолетных потребителей электроэнергии, электропитание всех потребителей на земле и в полете, аварийное питание особо важных потребителей. На самолете установлены источники: постоянного тока напряжением 27В (два стартер-генератора СТГ-18ТМО, один стартер-генератор ГС-24 и три аккумуляторные батареи 12САМ-28), переменного однофазного тока напряжением 115В частотой 400Гц (два генератора ГО16ПЧ8, преобразователь ПО-750А), переменного трехфазного тока напряжением 36В, частотой 400Гц (преобразователи ПТ-1000ЦС и ПТ-200Ц, понижающий трансформатор ТС 310). Для подключения аэродромных источников постоянного тока установлены два разъема ШРАП-500К, переменного тока 115В-разъем ШРА-200ЛК.

Светотехническое оборудование самолета делится на наружное и внутреннее. К наружному относятся две посадочно-рулежные фары ПРФ-4, аэронавигационные огни БАНО-57, хвостовой огонь ХС-62, два светосигнальных огня ОСС-61, одна фара подсвета стабилизатора ФС-155 и строевые огни ПССО-45М. Внутреннее освещение включает освещение кабин и отсеков синим светом и освещение красным светом пультов, щитков и приборных досок плафонами и светильниками.

К системе сигнализации на самолете относится централизованная система СОРЦ-1, которая служит для оповещения летчиков о возникновении опасных режимов работы систем и агрегатов. Система может сигнализировать о десяти отказах.

Пилотажно-навигационное и приборное оборудование

Автопилот АП-28Л1 предназначен для автоматической стабилизации и управления полетом самолета по заданной траектории. Он обеспечивает стабилизацию положения самолета относительно трех основных осей, автоматический полет самолета по ортодромии и по локсодромии  с переключением с ГПК на ГИК и обратно без отключения автопилота, стабилизацию высоты полета, автоматические довороты самолета на углы до 120о при работе от задатчика курса,  набор высоты и снижения с углами тангажа до +20о, выполнение координированных разворотов с углами крена до 24о, приведение самолета к горизонту при углах крена до 28о и тангажа до+20о, автоматическое триммирование руля высоты с сигнализацией на пульте управления наличия и направления усилий на штурвале, автоматическое отключение рулевых машин, вызванное отказом в соответствующем канале автопилота и др. В качестве силовых исполнительных механизмов в автопилоте применяются электрические РМ.

Гироиндукционный  компас ГИК-1 предназначен для определения магнитного курса полета и выдачи его на указатели УШ-2  и КППМ, а также для выдачи соответствующих сигналов в автопилот при полете по локсодромии и в навигационный индикатор.>

Гирополукомпас ГПК-52АП предназначен для выдерживания  заданного курса при полете по ортодромии, выполнения  разворота на заданный угол и выдачи электрических сигналов в автопилот.

Авиагоризонт АГД-1 предназначен для определения положения самолета в пространстве относительно плоскости истинного горизонта, определения наличия и направления скольжения самолета, выдачи соответствующих сигналов в автопилот и сигнализации предельных кренов в зависимости от скорости полета.

Электрический указатель поворота ЭУП-53НК предназначен для указания направления разворота относительно вертикальной оси и бокового скольжения.

Центральная гировертикаль ЦГВ-4 (на самолетах с РПСН-3Н) предназначена для определения положения самолета в пространстве относительно истинной вертикали места и выдачу электрических сигналов пропорциональных углам крена и тангажа.

Система питания мембранно-анероидных приборов  предназначена для подачи статического и полного воздушного давлений к мембранно-анероидным приборам. На самолете установлено два приемника воздушных давлений ПВД-7 в верхней части фюзеляжа, на левом и правом борту между шпангоутами №9 и №10. Кроме того, на левом борту самолета между шпагоутами №5 и №6   установлен приемник полного давления ППД-1. В случае отказа левого ПВД-7 командир экипажа может перейти на питание полным давлением от ППД-1. Камеры статического давления левого и правого ПВД-7 попарно закольцованы и образуют три автономные магистрали статического давления. В случае отказа основных статических систем питание приборов может осуществляться от резервных приемников статического давления, установленных на нижней части стенки шпангоута №4 негерметичного отсека. ПВД-7 и ППД-1 имеют электрический обогрев.

Вариометр ВАР-30МК предназначен для измерения вертикальной скорости набора высоты и снижения самолета в пределах от 0 до 30 м/сек.

Вариометр ВР-10К предназначен для указания скорости изменения «высоты» в кабине самолета в пределах от 0 до 10 м/сек.

Высотомер ВД-10Кпредназначен для определения высоты полета самолета в пределах от 0 до 10000 м относительно изобарической поверхности, атмосферное давление которой установлено на барометрической шкале (от 670 до 790 мм.рт.ст.).

Электромеханический высотомер УВИД-30-15 предназначен для измерения высоты относительно установленного барометрического уровня и выдачи сигнала высоты в  СО-69.

Комбинированный указатель скорости КУС-730/1100Кпредназначен для измерения истинной и приборной скорости самолета относительно воздушной среды.

Указатель высоты и перепада давлений УВПД-15 предназначен для измерения условной высоты в герметичной кабине, перепада давлений воздуха внутри кабины и окружающей самолет атмосфере в пределах условных высот от 0 до 15000 м и перепада давлений от -0.04 до +0.6 кгс/см2.  На шкале перепада давлений имеется красный сектор, указывающий на опасный перепад давлений.

Указатель восстановленияn УВ-2К предназначен для контроля за работой ЦГВ-4.

Магнитный жидкостный компас КИ-13 предназначен для определения магнитного курса самолета в прямолинейном горизонтальном полете. Конструкция компаса обеспечивает его нормальную работу при кренах самолета до 10о.

Указатели температуры наружного воздуха ТНВ-1 предназначены для измерения температуры заторможенного потока воздуха в пределах от –60 до +150оС. Работает совместно с датчиками П-5, расположенными с внешней стороны фюзеляжа: один по правому борту в районе шпангоутов №№ 6…7, другой по левому борту у шпангоута № 4.

Часы АЧС-1 показывают текущее время в часах, минутах и секундах и используются для измерения времени полета в часах и минутах, измерения коротких промежутков времени до одного часа в минутах и секундах.

Автомат углов атаки и перегрузок с сигнализацией АУАСП предназначен для выдачи летчикам предупреждающей сигнализации о выходе самолета на опасный режим полета, то есть на большие, близкие к критическим, углы атаки и вертикальные перегрузки, а также индикации текущих углов атаки и вертикальных перегрузов.

Система имитации видимости СИВ-1-24 предназначена для обучения и тренировки летчиков по выполнению взлета, захода на посадку в условиях ограниченной видимости и подготовки их к снижению метеоминимума. С использованием системы разрешается выполнять тренировочные полеты и контрольные полеты в ручном режиме управления в ночных и дневных условиях на аэродромах 1-й и 2-й категорий, оборудованных огнями высокой интенсивности и радиомаячными средствами.

Указатель положения рычагов топлива УПРТ-2 предназначен для указания положения рычагов управления автоматов дозировки топлива АДТ-24М.

Электрический моторный индикатор ЭМИ-3РТИ предназначен для измерения на каждом двигателе избыточного давления топлива перед форсунками двигателя, давления и температуры масла на входе в двигатель. В комплект каждого индикатора входят: трехстрелочный указатель УИ-3-3, датчик-манометр ИДТ-100 давления топлива, датчик-манометр ИДТ-8 давления масла, датчик термометра П-1.

Дистанционный унифицированный индуктивный манометр МИ-100 предназначен для указания давления масла в системе ИКМ двигателей. В комплект указателя манометра входят однострелочный указатель УМ-1-100 и мембранный датчик ИД-100.

Дистанционный магнито-индукционный тахометр ИТЭ-2  предназначен для измерения угловой скорости вращения  вала двигателя, выраженную в процентах от максимальной частоты вращения. Комплект манометра состоит из двух датчиков ДТЭ-1 и двухстрелочного измерителя ИТЭ-2.

Дистанционный термометр газов ТГ-2А измеряет среднюю температуру заторможенного потока газов за турбиной двигателя АИ-24ВТ. Комплект термометра состоит из измерителя ИТГ-2 и шести сдвоенных термопар Т-80.

Термометр выходящих газов ТВГ-164 предназначен для дистанционного измерения температуры выходящих газов двигателя РУ19А-300. В комплект термометра входят термопара Т-64 и указатель ТВГ-1.

Указатель положения створок маслорадиатора УЮЗ-4 предназначен для контроля положения створок туннелей маслорадиатора. Комплект состоит из четырехстрелочного указателя УЮЗ-4 (используются две) и двух потенциометров датчиков встроенных в электромеханизмы МВР-2 управления створками.

Расходомер топлива РТМС-0.85-Б1 предназначен для  измерения часового расхода топлива двигателем (в кг/час), замеряемого в каждый данный момент времени, и оставшегося  запаса  топлива  (в кг), приходящегося на один двигатель.

Тахометрическая сигнальная аппаратура ТСА-15УМ предназначена для выдачи сигнала на закрытие ленты перепуска воздуха двигателя РУ19А-300 при частоте вращения выше 63%, а при частоте вращения 31+2% переключает стартерный режим на генераторный режим работы генератора ГС-24Б. В комплект аппаратуры входят измеритель ИТА-15УМ и датчик частоты вращения ДТЭ-1. Измеритель является и указателем частоты вращения двигателя РУ19А-300.

Расходомер воздуха УРВК-18 предназначен для измерения количества воздуха, поступающего в герметическую кабину. В комплект входит трубка Вентури, в которой измеряется перепад давлений воздуха в ее широкой и узкой частях и компенсационный указатель расхода воздуха УВВК-18.

Внутрикабинный дистанционный электрический термометр  сопротивления ТВ-19 предназначен для измерения осредненной температуры воздуха в грузовой кабине. Комплект термометра состоит из указателя ТВ-1 и   трех датчиков температуры П-9, соединенных между собой последовательно и смонтированных на шпангоутах №11 (два) и №34.

Сдвоенный универсальный электрический термометр сопротивления 2ТУЭ-111 предназначен для дистанционного измерения температуры воздуха в системе кондиционирования. Комплект термометра состоит из указателя 2ТУЭ-1 и двух датчиков П-1.

Электрический масломер МЭ 1866 предназначен для дистанционного измерения количества жидкости в баке гидросистемы при положении самолета в  линии горизонтального полета. Комплект масломера состоит из реостатного датчика и показывающего прибора.

Дистанционные унифицированные индуктивные манометры 2ДИМ-240, ДИМ-240 и 2ДИМ-150 предназначены для контроля за давлением в отдельных участках гидросистемы. Комплект манометров 2ДИМ состоит из двух датчиков ИД и указателя УИ2,  манометра ДИМ-из датчика ИД и указателя УИ1.

Кислородное оборудование

Кислородное оборудование предназначено для питания кислородом  членов экипажа,  десантников, раненых или расчета, сопровождающего груз. В кабине экипажа установлено пять комплектов кислородных приборов индивидуального пользования, работающих с кислородной  маской КМ-32, в грузовой кабине - два комплекта кислородных приборов коллективного пользования КП-56 или два переносных кислородных прибора КП-21, работающих с кислородной маской КМ-15. Кислородная система предусматривает использование парашютных кислородных приборов КП-23 для членов экипажа. Кислород размещен на самолете в четырех шаровых унифицированных кислородных баллонах емкостью по 25 л с рабочим давлением 150 кгс/см2  или в двух шаровых баллонах и двух переносных кислородных баллонах емкостью 8 л с рабочим давлением 30 кгс/см2. Для контроля за подачей кислорода к приборам КП-24М и их работой на рабочих местах членов экипажа установлены манометры-индикаторы ИК-18НТ. Контроль за подачей кислорода в маске ИМ-15 осуществляется индикаторами потока поплавкового типа, установленных  в шлангах, подсоединенных к индивидуальным точкам прибора КП-56 или КП-21.

Радиоэлектронное оборудование

Радиостанция метрового и дециметрового диапазона Р-863 предназначена для ведения двухсторонней телефонной радиосвязи экипажа с наземными пунктами и между самолетами на частотах 100…149, 975 и 220…399, 975МГц в режимах (АМ) и частотной (ЧМ) модуляции. Кроме того, радиостанции обеспечивают дежурный прием сигналов на аварийной частоте (121,5 или 243 МГц). На самолете установлены два комплекта радиостанций (№1 и №2). Выход на внешнюю связь имеют все члены экипажа, за исключением борттехника.

Коротковолновая радиостанция «Микрон» предназначена для ведения симплексной беспоисковой и бесподстроечной телефонной и телеграфной радиосвязи  экипажа самолета с наземными командными пунктами и другими самолетами в диапазоне 2…24МГц или только приема в диапазоне 2…28 МГц. Командир и помощник командира экипажа могут исопльзовать радиостанцию только в том случае, если она включена и настроена на нужную частоту бортрадистом. Штурман может только прослушивать работу приемника радиостанции.

Самолетное переговорное устройство СПУ-7 предназначено для внутрисамолетной телефонной связи между членами экипажа по сетям №1 и №2, для выхода их на внешнюю связь и для прослушивания сигналов навигационных устройств. Для связи наземного технического состава с экипажем самолета в носовой части фюзеляжа имеется разъем для подключения удлинительного шнура СПУ.

Самолетный магнитофон МС-61Б предназначен для записи сигналов, прослушиваемых командиром экипажа, автономной записи его речи с микрофона (ларингофона) авиагарнитуры. Включение магнитофона осуществляется командиром экипажа или автоматически при начале руления, а также после отрыва основных опор шасси от ВПП.

Автоматический радиокомпас АРК-11 предназначен для приема сигналов средневолновых радиостанций (120…1340 КГц), автоматического определения курсового угла радиостанции и позволяет: осуществлять полет на радиостанцию и от нее, определять пеленг на радиостанцию,  определять местонахождение самолета по двум или более наземным радиостанциям, выполнять совместно с другими навигационными средствами заход на посадку. На самолете установлено два комплекта радиокомпасов (№1 и №2).

Автоматический МВ-ДМВ радиокомпас АРК-УД предназначен для приема телефонных и телеграфных сигналов аварийных и специальных маяков, работающих в режиме непрерывного или импульсного излучения, и автоматического определения  наравления на радиостанцию в режиме индикации курсового угла. Включение и управление АРК-УД осуществляется штурманом. Командир экипажа и его помощник имеют возможность прослушивать позывные сигналы аварийных радиостанций (радиомаяков) и производить отсчет КУР.

Аппаратура системы посадки  СП-50М> обеспечивает заход и расчет на посадку по зонам курса посадки и глиссады снижения по отечественной системе СП-50М и международной системе ИЛС. В состав самолетного оборудования входят курсовое (КРП-2М) и глиссадное (ГРП-2М) радиоприемные устройства, маркерный приемник МРП-56П и амплитудная приставка АП-1 для совместной работы с системой ИЛС. Включение и управление работой системы осуществляется с рабочего места командира экипажа. Индикация положения самолета относительно курса посадки и глиссады снижения осуществляется планками приборов КППМ.

Радиовысотомер малых высот РВ-4 предназначен для измерения истинной высоты полета самолета над земной поверхностью в диапазоне 0…1500 м и сигнализации пробивания заданной высоты полета и полета ниже ее в этом диапазоне высот.

Радиотехническая система ближней навигации РСБН-2С предназначена для определения истинного азимута и наклонной дальности до наземного маяка РСБН и захода на посадку самолета по сигналам дальномерного, курсового и глиссадного маяков системы посадки ПРМГ. Включение и управление системой осуществляется штурманом, в режиме посадки управление возможно с места командира экипажа. Индикация значений азимута и дальности осуществляется приборами ППДА.

Радиолокационная система  «Гроза-26» предназначена для обзора земной поверхности, обнаружения опасных для полета явлений погоды, измерения угла сноса и прицеливания при десантировании.

Станция предупреждения об обнаружении СЗМ предназначена для выдачи экипажу звукового и светового сигнала об облучении самолета радиолокационной станцией перехвата и прицеливания самолета-истребителя.

Самолетный ответчик СО-69 предназначен для работы в активном режиме радиолокационных систем управления воздушным движением и посадки самолетов и обеспечивает выдачу на наземную РЛС: данных определения места, высоты и бортового номера самолета, сигнала об аварийной ситуации на самолете, сигнала  индивидуального опознавания самолета.

Ренгенометр ДП-3Б предназначен для измерения интенсивности γ-излучения в кабине экипажа. Включение осуществляется с рабочего места командира экипажа.

 

Веб мастер: gm@An-26.com Copyright © 2010 An-26.com All Rights Reserved.