Г Л А В А   2

ПЛАНЕР САМОЛЕТА

2.1. Общая характеристика и основные данные

Планер самолета представляет собой  цельнометаллический свободнонесущий моноплан  с высокорасположенным крылом большого удлинения, однокилевым вертикальным оперением с форкилем и двумя подфюзеляжными гребнями и конструктивно состоит из фюзеляжа, крыла и оперения.

Фюзеляж  самолета представляет собой  цельнометаллический балочно-стрингерный  полумонокок. Исходя из конструктивных и технологических требований фюзеляж разделен по шпангоутам № 11,30 и 40 на четыре отсека: носовой отсек Ф-1,  средний отсек Ф-2, люковый отсек  и хвостовой отсек Ф-3. Стыковка отсеков между собой осуществляется по обшивке и стрингерам с помощью стыковочных лент, фитингов и накладок. На участке между шпангоутами № 1…40 фюзеляж выполнен герметическим.  Наибольшее поперечное сечение фюзеляж имеет на участке между шпангоутами № 9…28. Фюзеляж имеет скошенную хвостовую часть, форма которой вызвана наличием грузового люка. Для улучшения обтекания хвостовой части фюзеляжа и уменьшения сопротивления установлено два подфюзеляжных гребня, форма, размеры и расположение которых выбраны из условия получения минимального сопротивления на крейсерском режиме полета. Большинство элементов конструкции фюзеляжа выполнено из листового и профилированного дуралюмина, а также из алюминиевых сплавов.

Крыло самолета – высокорасположенное, свободнонесущее, прямоугольной формы в плане на участке между нервюрами № 7 и трапецевидной формы на участках от нервюр № 7 до законцовок. Крыло имеет разъемы по нервюрам № 7 и № 12 и делится на центроплан, две средние (СЧК) и две отъемные части (ОЧК). Отъемные части крыла установлены с отрицательным поперечным V крыла для получения хорошего соотношения поперечной и путевой устойчивости самолета, а также снижения интенсивности кренения самолета в сторону отказавшего двигателя. Центроплан несет на себе два отклоняющихся однощелевых закрылка, средние части крыла - по одному двухщелевому выдвижному закрылку, отъемные части крыла - по две секции элеронов. Стыковка частей крыла между собой осуществляется при помощи профилей разъема (по панелям), фитингов (по полкам лонжеронов) и стыковочных угольников (по стенкам лонжеронов). Большинство элементов конструкции крыла выполнены из алюминиевых сплавов. Стыковка крыла с фюзеляжем и отдельных частей крыла между собой осуществляется болтами и гайками из сталей различных марок.

Хвостовое оперение - свободнонесущее, однокилевое, металлической конструкции. Оперение состоит из двух консолей стабилизатора, двух половин руля высоты, киля, руля направления и форкиля. На каждой половине руля высоты установлен триммер, а на руле направления - триммер-сервокомпенсатор. Размеры вертикального и горизонтального оперения обеспечивают благоприятные характеристики продольной и путевой устойчивости и управляемости  для широкого диапазона центровок. Установочный угол стабилизатора выбран из условия обеспечения продольной балансировки самолета на основных режимах полета при нейтральном положении руля высоты. Высокое расположение горизонтального оперения и большое поперечное V обеспечивают работу оперения вне возмущенного потока, стекающего с крыла, и обдув оперения потоком от воздушных винтов.

Основные данные

Фюзеляж

Крыло

Хвостовое оперение

2.2. Конструкция планера

2.2.1. Силовая схема и устройство фюзеляжа

Фюзеляж самолета (Рис. 2.1) состоит из каркаса, образованного поперечным и продольным силовым наборами, пола, обшивки, фонаря кабины экипажа, окон, дверей и люков.

В фюзеляже размещены  кабина экипажа и грузовая кабина. Кабина экипажа расположена между шпангоутами № 1…7 и отделена от остальной части фюзеляжа перегородкой по шпангоуту № 7. В перегородке имеется дверь, открывающаяся в сторону грузовой кабины.

Носок фюзюляжа до шпанготута № 1 негерметичный и прикрыт специальным обекателем 1, под которым установлена антенна радиолокатора. Шпангоут № 1, участок пола кабины экипажа между шпангоутами № 1…4  и нижняя часть шпангоута № 4 герметизированы. Участок пола кабины экипажа  № 1…4 расположен выше пола грузовой кабины, под полом находится отсек .передней опоры шасси.

Между шпангоутами № 2…5 расположен фонарь кабины экипажа. В правом борту между шпангоутами № 5 и № 6 имеется окно радиста 2, а в левом между шпангоутами № 5…7 - блистер штурмана 22. В верхней части кабины между шпангоутами № 5…7 расположен верхний аварийный люк 4.

В фюзеляже от шпангоута № 10 до шпангоута № 40 размещена грузовая кабина со встроенным транспортером. В правом борту между шпангоутами № 7…9 расположена входная дверь 3. В нижней части фюзеляжа между шпангоутами № 7…10 -нижний аварийный люк 23. На участке грузовой кабины в обоих бортах фюзеляжа установлено по четыре круглых окна. Окно в правом борту между шпангоутами № 23 и № 24 и окно в левом борту между шпангоутами № 14 и № 14 совмещены с аварийными люками. Между шпангоутами № 33…40 расположен грузовой люк. Проем грузового люка закрывает рампа 15, заканчивающаяся клиновидным наездом 14. На потолке фюзеляжа в плоскости симметрии между шпангоутами № 29…39 установлен монорельс, по которому движется тельфер,  предназначенный для выполнения погрузочно-разгрузочных работ. Между шпангоутами № 11…33 в пол встроены два направляющих рельса транспортера.

В верхней части фюзеляжа к шпангоутам  № 17 и № 20 крепится центроплан крыла.

Хвостовой отсек фюзеляжа Ф-3 несет на себе хвостовое оперение самолета и выполнен негерметичным. В отсеке размещены агрегаты навигационно-пилотажного и радиоэлектронного оборудования самолета (МСРП-12 и МС-61Б). Доступ в хвостовой отсек осуществляется через люк в нижней панели отсека между шпангоутами № 41…42.

На внешней поверхности фюзеляжа установлены  устройства авиационного оборудования и вооружения самолета:

радиоизотопный сигнализатор обледенения РИО-3 и кассеты сигнальных ракет ЭКСР-46, на правой стороне фюзеляжа между шпангоутами № 1 и № 2;

датчик углов атаки из комплекта АУАСП, на левой стороне фюзеляжа между шпангоутами № 3 и № 4;

датчики температуры П-5 из комплекта ТНВ-15: один на левой стороне фюзеляжа, шпангоут № 4, второй на правой стороне фюзеляжа вверху, шпангоут № 6;

два датчика температуры П-1 из комплекта НИ-50БМК, на левой стороне фюзеляжа между шпангоутами  № 4 и  № 5;

приемники полного давления ППД-1, на правом борту фюзеляжа между шпангоутами  № 4 и  № 5;

два приемника давления системы ПВД-7, симметрично на левой и правой стороне фюзеляжа между шпангоутами № 9 и № 10;

четыре пилона с балочными держателями БДЗ-34 для подвески авиабомб или контейнеры АСО-2В (УВ-26) для отстрела ИК патронов, по два с левой и правой стороны фюзеляжа внизу между шпангоутами № 15 и № 16, № 21 и № 22;

светосигнальные огни ОСС-61: один - внизу на фюзеляже между шпангоутами № 24 и № 25, второй – на киле;

фара для подсвета стабилизатора ФС-155, на левом борту фюзеляжа между шпангоутами № 40 и № 41;

строевые огни ПССО-45М, сверху и снизу фюзеляжа вдоль линии симметрии;

хвостовой огонь ХС-62 на обтекателе хвостового огня фюзеляжа.

Кроме того, на фюзеляже размещены антенные устройства, обеспечивающие необходимый обзор пространства:

тросовая антенна связной радиостанции “Микрон”, натянута между мачтой  (шпангоут № 6) и килем;

антенна командной радиостанции Р-863 № 1, установлена между шпангоутами № 7 и № 8 сверху;

антенна командной радиостанции Р-863 № 2 установлена под фюзеляжем между шпангоутами № 18 и № 19;

рамочная антенна радиокомпаса АРК-11, рупорные антенны радиовысотомера РВ-4, рамочная антенна АРК-УД, внутрифюзеляжная антенна МРП-56П, установлены на нижней части фюзеляжа между шпангоутами  № 10…19;

рамочная антенна радиокомпаса АРК-11 № 1, установлена на фюзеляже между шпангоутами  № 13 и  № 14;

поверхностная антенна АРК-11  № 1 и № 2 установлены в верхней части фюзеляжа между шпангоутами  № 21…23;

штыревая антенна радиокомпаса АРК-УД размещена между шпангоутами № 3 и № 4 по правому борту фюзеляжа снизу;

антенна глиссадного приемника, наклеена на внутренней поверхности лобового стекла фонаря кабины экипажа;

антенна курсового приемника, наклеена на внутренней стороне обтекателя антенны радиолокационной станции “Гроза”;

антенна радиолокационной станции “Гроза”, прикреплена на шпангоуте № 1а;

антенны ответчиков, установлены в хвостовых и носовых частях фюзеляжа.

Поперечный силовой набор фюзеляжа  состоит из 51 шпангоута, которые разделяются на нормальные, усиленные и силовые. К силовым относятся шпангоуты №№ 1,4,7,17,20, 33,40,43,45. Шпангоут № 1 состоит из верхней герметичной части и нижней негерметичной. Шпангоут № 1а нормальный, нижней части не имеет. К шпангоуту № 1 крепятся блоки радиооборудования и кронштейны систем управления самолетом. К шпангоуту № 4 крепятся передняя опора шасси, гидроцилиндр уборки – выпуска и замок выпущенного положения передней опоры. Нижняя часть шпангоута герметична. Шпангоут № 7 выполнен в виде ступенчатой стенки,  в которой установлена дверь для входа в кабину экипажа. Шпангоуты № 17 и № 20 выполнены конструктивно одинаковыми, к ним с помощью болтов крепятся лонжероны центроплана крыла. Шпангоут № 33 состоит из верхней, двух боковых и нижней частей. На нижней части шпангоута сделана надстройка – порог грузового пола. На стенке порога установлены два пороговых замка рампы, ролики цепей и законцовки рельсов транспортера. Снизу на шпангоуте № 33 имеется гнездо под домкрат. Шпангоут № 40 9 выполнен герметичным. Сверху к нему крепится передний лонжерон киля, а к стенке – гермоузел тяг и тросовой проводки управления самолетом. К шпангоутам № 43 и № 45 с помощью болтов крепятся лонжероны стабилизатора, а сверху к шпангоуту № 43 – задний лонжерон киля.

Продольный силовой набор фюзеляжа  состоит из стрингеров и ряда продольных балок. На балках окантовки грузового люка установлены боковые замки рампы. Между шпангоутами № 29…39 сверху закреплена балка с монорельсом для установки тельфера.

Участок пола между шпангоутами № 1…4 выполнен герметичным, его настил изготовлен из листов алюминиевого сплава. Каркас пола между шпангоутами  № 4…33 образован нижними частями шпангоутов и продольными профилями. Между шпангоутом № 10…33 установлены два продольных рельса, являющиеся направляющими для рабочих ветвей транспортера. Настил пола грузовой кабины изготовлен из алюминиевого сплава с шипами. Части настила с внешних сторон рельсов транспортера выполнены несъемными, в этих зонах установлены узлы для швартовки грузов. Остальная часть настила изготовлена в виде съемных панелей.

Обшивка фюзеляжа  выполнена в виде панелей из листов алюминиевого сплава толщиной 0,8…1,8 мм и крепится к шпангоутам заклепками, а к стрингерам – точечной электросваркой и клеем. Обшивка  нижней части  фюзеляжа между шпангоутами № 11…26 состоит из внутреннего алюминиевого и наружного титанового листов.

Фонарь кабины экипажа состоит из хромансилевого каркаса, обшивки и остекления. Стекла фонаря органические и имеют толщину 10…12 мм. Два лобовых стекла триплексные с пленочным электрообогревом. Нагревательным элементом является прозрачная токопроводящая пленка, вклеенная между внутренним и  наружным стеклами. В фонаре имеются две форточки. Для слива влаги из нижних направляющих рельсов форточек установлены дренажные трубки, выведенные за обшивку фюзеляжа.

Окна расположены по правому и левому бортам фюзеляжа в кабине экипажа и грузовой кабине. Окно радиста установлено в правом борту кабины экипажа между шпангоутами № 5 и № 6. В грузовой кабине установлено по четыре окна на каждом борту. Первое окно грузовой кабины слева и второе окно справа входят в конструкцию аварийных люков. Все окна, кроме окна радиста, имеют круглую форму диаметром 380 мм и конструктивно выполнены одинаковыми.  Окно радиста имеет диаметр 340 мм. Каждое окно состоит из двух выпуклых наружу органических ориентированных стекол. Полость между стеклами герметизированная резиновой прокладкой,  сообщается с резиновой камерой, расположенной между обшивкой фюзеляжа и обшивкой кабины, и заполнена осушенным воздухом. В левом борту фюзеляжа между шпангоутами № 5…7 расположен блистер штурмана, представляющий собой сферическое окно из ориентированного органического стекла. За блистером крепится его обтекатель из органического стекла.

Входная дверь расположена между шпангоутами № 7…9 справа и состоит  из окантовки, штампованной дуралюминиевой  чаши,  внутренней обшивки и склепанных с ними горизонтальных и вертикальных балок. Дверь повешена на петлях у шпангоута № 9 и открывается внутрь кабины. На двери установлен штыревой замок с наружной и внутренней ручками. Наружная ручка запирается ключом, внутренная ручка фиксации не имеет. Положение замка и двери контролируется  концевым выключателем, который установлен на шпангоуте № 9. При открытом замке (двери) горит сигнальное табло “ДВЕРИ, ЛЮКИ ОТКР.”. На самолетах новых серий во входной двери установлено окно диаметром 100 мм.

Нижний аварийный люк (Рис.2.2) расположен между шпангоутами № 7…10 и состоит из окантовки, наружной и внутренней  крышек. Крышки связаны между собой двумя тягами 2 и открываются совместно против полета. Открытие  и закрытие  крышек осуществляется двумя гидроцилиндрами. В закрытом положении внутренняя крышка находится в плоскости пола грузовой кабины. В наружной крышке смонтирован механизм замка люка. Открытие замка осуществляется гидроцилиндрами или вручную с помощью рукоятки 16, которую нужно повернуть на 45^о и оттянуть вверх. Доступ к рукоятке обеспечивается через лючок во внутренней крышке люка. Положение механизма замка люка контролируется концевым выключателем, расположенным внутри люка, слева. При открытом замке горит сигнальное табло “ДВЕРИ, ЛЮКИ ОТКР.”. Также предусмотрен механический указатель положения замка люка. Он представляет собой сигнальный флажок 7 красного цвета, появляющийся на нижней поверхности люка при открытии замка.

Рис. 2.2. Нижний аварийный люк:

1,14 – качалки; 2 – тяга; 3,8 – пружины; 4 – кронштейны крышки люка; 5 – качалка-захват; 6 – крюки; 7 – сигнальный флажок; 9 – болт; 10 – кронштейн окантовки люка; 11 – кронштейн; 12 – соединительная траверса; 13 – вал; 15 –упор; 16 – рукоятка; 17 – прорезь в обшивке для сигнального флажка.

Верхний аварийный люк  предназначен для покидания самолета при посадке на воду, расположен между шпангоутами № 5…7. Состоит из окантовки, крышки и штыревого замка, открывается внутрь фюзеляжа. В закрытом положении крышка люка удерживается двумя опорами и одним штырем. Люк можно открыть при помощи ручки только изнутри кабины экипажа. В некоторых самолетах в крышку люка вмонтирован астрокупол.

Бортовые аварийные люки предназначены для покидания самолета в аварийной ситуации. Установлены: один на левом борту фюзеляжа между шпангоутами № 14…16, второй – на правом борту фюзеляжа между шпангоутами № 23…25. Каждый люк состоит из окантовки, крышки и штыревого замка. Крышка люка открывается внутрь кабины и состоит из чашки и обечайки. В крышке люка имеется окно, по размеру и конструкции аналогичное обычному окну грузовой кабины. Замок крышки люка можно открыть как изнутри, так и снаружи фюзеляжа при помощи ручек. Для предотвращения несанкционированного открытия люков снаружи внутренние ручки стопорятся при помощи штыревых фиксаторов, которые снимаются на время полета и устанавливаются в специальные гнезда на передней части бортовой этажерки,  сверху.  Наличие фиксаторов в гнездах контролируется концевыми выключателями, каждый из которых при отсутствии фиксатора в гнезде выдает сигнал на загорание сигнального табло “ДВЕРИ, ЛЮКИ ОТКР.”.

Грузовой люк (Рис. 2.3) расположен между шпангоутами № 33…40 и в плане имеет форму вытянутого многоугольника. Проем люка закрывается рампой 8, которая заканчивается клиновидным наездом 7. Рампа состоит из каркаса, настила, наружной панели и опоры. На рампе установлены три кронштейна с каретками, а на нижней части фюзеляжа – три рельса: передний и два боковых 9. Каждый боковой рельс состоит из передней и задней частей, соединенных шарнирно. Задняя часть боковых рельсов фиксируется на фюзеляже с помощью двух рельсовых замков 4, а их передние части крепятся жестко. В закрытом положении рампа фиксируется двенадцатью боковыми 5 и двумя пороговыми замками 10. Открытие грузового люка осуществляется двумя способами: путем отката рампы вперед под фюзеляж или путем опускания заднего края рампы до упора в грунт. Для отката рампы должны быть открыты боковые и пороговые замки. Откат и накат рампы осуществляется с помощью гидропривода 16, установленного под полом грузовой кабины, при этом каретки рампы катятся по рельсам. Для опускания рампы должны быть  открыты  рельсовые  и  боковые  замки.  При  открытии боковых замков между задней кромкой рампы и фюзеляжем образуется зазор около 30 мм, а при открытии замков рельсов рампа под собственной массой опускается вместе с задними частями боковых рельсов.  Щель между порогом и настилом рампы закрывается мостиком, шарнирно закрепленным на пороге. Подъем рампы осуществляется двумя гидроцилиндрами 3. Наезд рампы 7 крепится к рампе двумя шарнирными узлами и может дополнительно фиксироваться двумя замками 6, установленными на рампе. Замки фиксации наезда открываются при опускании рампы и закрываются при ее подъеме. При загрузке колесной техники с земли под наезд рампы устанавливаются башмаки, которые в походном положении хранятся в нишах, имеющихся по бортам фюзеляжа. Закрытое положение рампы фиксируется концевыми выключателями, установленными на соответ ствующих замках рампы. При незакрытом положении хотя бы одного из них выдается сигнал на табло “ДВЕРИ, ЛЮКИ ОТКР.”. Кроме этого, закрытие боковых замков рампы контролируется по меткам на крюках, а закрытие пороговых замков – по механическим сигнализаторам, которые при закрытых замках не должны выступать вниз за контур обшивки.-

Рис. 2.3. Грузовой люк:

а – люк закрыт; б – рампа опущена для наземной погрузки-разгрузки; в – рампа сдвинута под фюзеляж для воздушного десантирования; 1 – гидроцилиндр управления боковыми замками рампы; 2 – тяги боковых замков; 3 – гидроцилиндр подъема рампы; 4 – замок бокового рельса; 5 – боковые замки рампы; 6 – замок фиксации наезда; 7 – наезд;  8 – рампа; 9 – боковой рельс; 10 – замок порога; 11 – трехшарнирный кронштейн подвески рампы; 12 – передний рельс; 13 – башмак наезда рампы; 14 – ведомая звездочка  механизма  отката  рампы; 15 – тяговая  цепь; 16 – гидропривод  отката рампы; 17 – ведущая звездочка.

Подфюзеляжные гребни 13 (Рис. 2.1) являются продолжением обтекателей  боковых рельсов рампы. Обшивка гребня выполнена из стеклопластика и подкреплена диафрагмами. Гребни установлены в зоне встречи верхнего и нижнего потоков воздуха за грузовым люком и служат для снижения интенсивности вихрей, что приводит к уменьшению аэродинамического сопротивления самолета.

2.2.2. Силовая схема и устройство крыла и гондол двигателей. Крепление двигателей

Крыло самолета (Рис. 2.4, 2.5) цельнометаллическое, высокорасположенное  свободнонесущее, имеет прямоугольную форму в плане на участке между нервюрами № 7 и трапецеевидную на остальной части. С точки зрения силовой схемы крыло кессонного типа, состоит из двух лонжеронов, двадцати трех нервюр, обшивки и стрингеров,  образующих панели, носовых и хвостовых частей и концевых обтекателей. Кессон крыла образован лонжеронами, нервюрами и панелями обшивки.  Обшивка крыла имеет различную толщину на разных участках. Носки крыла для предотвращения обледенения имеют воздушный обогрев. В хвостовых частях крыла размещены трансмиссия управления закрылками и тяги управления элеронами. Лонжероны крыла воспринимают значительную часть изгибающего момента и поперечную силу. При этом пояса (полки) лонжеронов нагружаются осевыми силами, а стенки поперечными силами от изгиба и кручения. Стрингеры воспринимают осевые нагрузки от изгиба, подкрепляют обшивку и работают совместно с ней. Нервюры крыла связывают в одно целое элементы продольного набора и обшивку и воспринимают касательные напряжения от изгиба и кручения. Крыло имеет технологические разъемы по нервюрам № 7 и № 12, которые делят его на центроплан 3, две средние части (СЧК)  4 и две отъемные части (ОЧК) 1, 5.

Рис. 2.4. Крыло:

1,5 – отъемные части крыла; 2,4 – средние части крыла; 3 – центроплан; 6 – корневая секция элерона; 7 – концевая секция элерона; 8,11 – сервокомпенсаторы элеронов; 9 – двухщелевой закрылок; 10 – однощелевой закрылок; 12 – триммер; 13 – законцовка крыла.

Рис. 2.5. Схема крыла:

1,5 – гидроподъемник закрылок; 2,4 – однощелевой и двухщелевой закрылки; 3 – кронштейн подвески закрылка; 6 – монорельс навески закрылка; 7 – сервокомпенсатор элерона;  8,9 – корневая  и  концевая  секции  элерона; 10 –законцовка.

Центроплан  состоит из кессона, носовой и хвостовой частей. Кессон состоит из двух лонжеронов, набора нервюр и панелей обшивки, изготовленных совместно со стрингерами. Нижние панели центроплана, верхние, примыкающие к лонжеронам, не съемные, а верхние средние  съемные. Все нервюры центроплана силовые. По нервюрам № 1 и № 2 осуществляется стыковка крыла с фюзеляжем. На нервюрах № 3 и № 4 3 навешены закрылки 10. На нервюрах № 5 и № 6 расположены узлы крепления двигателей и основных опор шасси. В районе нервюр № 4 находятся гнезда под опоры наземных гидроподъемников. Между нервюрами № 1 и № 6 установлены десять мягких топливных баков. На верхней панели обшивки расположены две заправочные горловины топливных баков и четыре люка для датчиков топливомера, а на нижней панели – два сливных крана. К нервюрам № 7 крепятся две средние части крыла.

Средняя часть крыла состоит из кессона, носовой и хвостовой частей. Кессон СЧК выполнен герметичным и используется в качестве топливного бака. Кессон состоит из двух лонжеронов, набора нервюр и панелей обшивки. Верхняя средняя панель является съемной, все остальные панели несъемные. На верхней панели имеются люки для установки датчиков топливомера, заливной горловины, поплавкового клапана перекачки топлива, отверстие для трубопровода дренажа и лючок для топливомерной линейки. На  нижней панели расположены два сливных крана, три топливных насоса,  а также посадочно-рулежные фары ПРФ-4. Нервюры № 8 и № 11 являются усиленными, так как они воспринимают нагрузку от узлов крепления монорельсов 6 (Рис. 2.5) закрылков. Стенка нервюры № 8а выполнена герметичной, а в верхней ее части имеются отверстия для перетекания топлива и дренажа. На хвостовых частях СЧК сверху и снизу устанавливаются строевые огни ПССО-45М. К нервюрам № 12 крепятся ОЧК.

Отъемная часть крыла по конструкции аналогична СЧК, но ее кессон выполнен негерметичным. На нервюрах № 13, 16, 18, 21 навешены элероны 8, 9 (Рис. 2.5). В отсеке переднего лонжерона имеются отверстия для выхода теплого воздуха  из носка ОЧК в концевой обтекатель при работе ПОС.  На хвостовых частях ОЧК сверху и снизу устанавливаются строевые огни. К нервюре № 23 крепится концевой обтекатель 13, на котором установлен аэронавигационный огонь БАНО-57, а также  имеются жалюзи для выхода теплого воздуха из носков крыла в атмосферу. Между нервюрами № 22 и № 23 за передним лонжероном на левом полукрыле установлен индукционный датчик ИД из комплекта  ГИК-1.

Однощелевые отклоняющиеся закрылки (Рис. 2.6) установлены в хвостовой части центроплана между нервюрами № 2 и № 5. Каждый закрылок состоит из лонжерона, набора нервюр и обшивки. Крепление закрылка к центроплану осуществляется двумя кронштейнами, установленными на нервюрах № 3 и № 4. Между кронштейнами установлен винтовой подъемник 10. К хвостовой нижней части центроплана шарнирно крепится щиток 7, кинематически связанный с  закрылком с помощью качалок с роликами 15, тяг и кронштейнов. При отклонении закрылка на 15^о щиток полностью отклоняется вверх и открывает щель между центропланом и закрылком. При уборке закрылков щиток закрывается в обратной последовательности.

Двухщелевые выдвижные закрылки (Рис. 2.7) установлены в хвостовой части СЧК между нервюрами № 7 и № 12. По конструкции закрылки 5 аналогичны закрылкам центроплана, но к ним в носовой части  с помощью диафрагм крепится профилированный дефлектор 6. К лонжерону закрылка крепятся две каретки и два кронштейна 8 для винтовых подъемников. К заднему лонжерону СЧК 1 в районе нервюр № 8 и № 11 крепятся два изогнутых монорельса 4, а между нервюрами № 7 и № 8, № 10 и № 11 – два винтовых подъемника. Выпуск и уборка закрылков производится винтовыми подъемниками, при этом каретки движутся по нижним полкам монорельсов.

Двухсекционные разрезные элероны (Рис. 2.8) установлены в хвостовой части ОЧК на участке между нервюрами № 12 и

Рис. 2.6. Однощелевой отклоняющийся закрылок:

1 – рама; 2 – задний лонжерон; 3 – кронштейн подвески закрылка; 4 – раскос; 5,  6,  9,  11,  13 , 17 – кронштейны;   7 – щиток;   8 – закрылок;   10 – винтовой подъемник; 12 – направляющая; 14 – обтекатель; 15 – ролик; 16 – петля.

 Рис. 2.7. Двухщелевой закрылок:

1 – задний лонжерон крыла; 2 – раскос; 3 – подкос; 4 – монорельс; 5 – закрылок; 6 – дефлектор; 7 – каретка закрылка;  8 – кронштейн.

№ 23. Крепятся к заднему лонжерону ОЧК 1: корневые секции в районе нервюр № 13 и № 16, концевые – в районе № 18 и № 21. В конструкцию элерона входит лонжерон, нервюра и обшивка. На корневой секции левого элерона установлены сервокомпенсатор 5 и триммер, а правого только сервокомпенсатор. Сервокомпенсатор состоит из лонжерона, набора нервюр, обшивки и пенопластового наполнителя. Триммер по конструкции аналогичен сервокомпенсатору. Элероны имеют осевую аэродинамическую компенсацию и стопроцентную весовую балансировку. Предельное отклонение элеронов ограничено упорами на кронштейнах концевых секций элеронов.

Рис. 2.8. Элерон:

1 – задний лонжерон крыла; 2 – кронштейн элерона; 3 – обтекатель; 4 – крон-штейн подвески сервокомпенсатора; 5 – сервокомпенсатор.

Гондолы двигателей (Рис. 2.9) установлены в нижней части центроплана крыла в районе нервюр № 5 и № 6 и предназначены для создания удобообтекаемой формы двигателю и основной опоре шасси в убранном положении, защиты двигателя и его агрегатов от внешних воздействий, а также для направления воздушного потока внутрь двигателя и обдува его агрегатов. Каждая гондола двигателя состоит из обтекателя втулки воздушного винта 1, обтекателя редуктора 2, капота, средней и хвостовой частей 13. Обтекатель втулки воздушного винта состоит из обечайки, четырех   обтекателей   комлей  лопастей  и  четырех  козырьков.

Рис. 2.9. Гондола двигателя:

1,2,13 – обтекатели втулки воздушного винта редуктора и левой гондолы соответственно; 3 – воздухозаборник двигателя АИ-24ВТ; 4 – шпангоут воздухозаборника; 5,18 – боковые, нижняя крышки капота; 6 – верхняя балка; 7 –кронштейн крепления капота; 8,9 – верхняя, боковые панели;  10,11,17 –средний, задний, передний силовые шпангоуты соответственно; 12 – передний отсек хвостовой части левой гондолы; 14 – щиток со створкой; 15 –створки шасси; 16 – экран колес шасси; 19 – воздухозаборник двигателя РУ19А-300; 20 – передний отсек хвостовой части гондолы правого двигателя; 21 – капот двигателя  РУ19А-300; 22 – утопленный  воздухозаборник двигателя РУ19А-300; 23 – эжектор.

Внутри передней части обечайки установлен элемент элетрообогрева обтекателя. Обтекатель редуктора является продолжением теоретического обвода обтекателя втулки воздушного винта, устанавливается на редукторе двигателя и образует внутренний обвод  канала подвода воздуха к компрессору двигателя. Капот двигателя съемный и состоит из воздухозаборника 3, верхней балки 6, двух боковых 5 и нижней  18 крышек. Воздухозаборник внутренней поверхностью вместе с  обтекателем редуктора образует канал подвода воздуха к компрессору двигателя.  В нижней части воздухозаборника имеются два заборника воздуха: справа – для воздушно-масляного радиатора системы смазки двигателя, слева – для воздухо-воздушного радиатора системы кондиционирования воздуха в кабине. Носовые части воздухозаборников имеют камеры воздушно-тепловой ПОС. Верхняя балка служит для крепления боковых крышек капота. На каждой крышке установлены два выступающих воздухозаборника  с патрубками (один – для обдува генераторов, второй – для обдува задних амортизаторов рамы двигателя) и два утопленных вентиляционных воздухозаборника. Крышки открываются вверх и удерживаются в таком положении подпорками. На нижней крышке капота устанавливается масляный бак, воздушно-масляный радиатор с выходным  туннелем и заслонкой, воздухо-воздушный радиатор с выходным туннелем, два турбохолодильника, флюгерный насос, электромеханизм управления заслонкой туннеля воздушно-масляного радиатора, смесительный кран массовой подачи воздуха в кабину с электромеханизмом.  Нижняя крышка устанавливается на самолет со смонтированными на ней агрегатами. Спереди крышка крепится к воздухозаборнику, сзади –  к двигателю. Средняя и хвостовая части гондолы  имеют балочно-стрингерную конструкцию с тремя силовыми шпангоутами. Передний силовой шпангоут 17 одновременно является противопожарной перегородкой двигателя, а задний 16 -  перегородкой между средней  частью гондолы,  где расположены удлинительная труба двигателя, отсек основной опоры шасси, и хвостовой частью гондолы, где  расположен двигатель РУ19А-300 (правая гондола) или противопожарное оборудование и органы гидросистемы (левая гондола). Для защиты пневматиков колес шасси от высоких температур в средней части гондолы установлен экран. К боковым панелям средней части гондолы внизу крепятся створки 15 отсека основной опоры шасси. Внутри переднего отсека в хвостовой части правой мотогондолы расположен воздухозаборник двигателя РУ19А-300  19 с защитной сферической сеткой, а в левом борту установлено утопленное воздухозаборное устройство 22. На самолетах с 42  серии воздухозаборное устройство расположено сверху и имеет управляемую от электромеханизма створку. Капот двигателя РУ19А-300 21 в закрытом положении удерживается четырьмя стяжными замками. При открытии он откатывается с кареткой по монорельсу назад, отклоняется вверх и фиксируется подкосами.

Крепление двигателей АИ-24ВТ (Рис.2.10) к центроплану крыла осуществляется посредством силовой фермы и быстросъемной рамы. Силовая ферма состоит из восьми трубчатых подкосов 6, 7, 9,10, имеет четыре узла крепления к центроплану и пять узлов стыковки с рамой двигателя через стенку противопожарной перегородки двигателя. Рама крепления двигателя состоит из двух боковых, двух верхних 1, двух нижних 13 и двух задних 3 подкосов.

Рис. 2.10. Крепление двигателя АИ-24ВТ:

1,2,3,13 – верхний, боковой, задний и нижний подкосы рамы соответственно; 4 – средний кронштейн; 5 – соединительная втулка; 6,7 – верхний и боковой подкосы силовой фермы; 8 – кронштейн центроплана; 9,10 – боковые подкосы  силовой  фермы; 11 – стойка переднего силового шпангоута;  12 – поддер-живающий трос; 14 – передний амортизатор.

К передним концам боковых подкосов приварены корпуса резинометаллических демпферов 14, в которых крепится двигатель передними цапфами. В конструкцию задних подкосов входят: резинометаллические демпферы, а к нижним концам подкосов в сферических подшипниках скольжения крепятся задние цапфы двигателя.

Двигатель РУ19А-300 крепится  с помощью рамы к заднему лонжерону центроплана и к стойкам фермы правой опоры шасси. Рама представляет собой пространственную ферму из стальных трубчатых подкосов и амортизаторов не имеет. Передняя несъемная часть рамы имеет проставку, через которую с ней стыкуется задняя съемная часть рамы. Двигатель крепится к съемной раме в пяти точках. Для предотвращения боковых колебаний двигатель крепится тягой к кронштейну на шпангоуте гондолы.

2.2.3. Силовая схема и устройство хвостового оперения

Хвостовое оперение самолета (Рис. 2.11) – свободнонесущее, однокилевое, цельнометаллическое.

Рис. 2.11. Хвостовое оперение самолета:

1 – подфюзеляжный гребень; 2 – правая консоль стабилизатора; 3 –правая половина руля высоты; 4 – триммер руля высоты; 5 – триммер-сервокомпенсатор руля направления; 6 – руль направления; 7 – киль;  8 – верхний светосигнальный огонь; 9 – форкиль.

Состоит из двух консолей стабилизатора 2,  двух половин руля высоты 3, киля 7, руля направления 6 и форкиля 9. В носках стабилизатора и киля имеются воздушно-тепловые камеры противообледенительной системы, а в концевых обтекателях – жалюзи для выхода воздуха.

Консоль стабилизатора состоит из верхней и нижней панелей, носка, хвостовой части и концевого обтекателя. Панель стабилизатора состоит из двух полулонжеронов, набора полунервюр, стрингеров и обшивки.  Панели соединяются между собой по стенкам полулонжеронов и по торцевым нервюрам. Носок каждой консоли стабилизатора состоит из обшивки, гофра и набора диафрагм. Верхняя и нижняя части гофра образуют профилированную щель, в которую через микроэжекторы подается горячий воздух. Пройдя по каналам гофра, воздух выходит в атмосферу через жалюзи нижней стороны концевого обтекателя. Стыковка стабилизатора с фюзеляжем осуществляется по лонжеронам посредством болтов и фитингов.

Руль высоты  состоит из  клеесварных панелей, соединенных между  собой в плоскости хорд. Каждая панель состоит из полулонжерона, полунервюр, обшивки и балансировочного груза. Панели соединены по стенкам полулонжеров шомполом, по носкам – болтами, а по задней кромке склепываются через  законцовочный профиль. На корневой нервюре установлена вилка кардана управления. Руль высоты имеет осевую аэродинамическую компенсацию и стопроцентную весовую балансировку. На каждой половине руля высоты установлен триммер, состоящий из лонжерона, носка, стеклотканевой обшивки и пенопластового заполнителя. Максимальный угол отклонения руля высоты ограничен упорами рычага, насажанного на вал руля.

Киль состоит из двух клеесварных панелей, съемного носка, хвостовой части и концевого обтекателя. Конструктивно киль выполнен аналогично консоли стабилизатора. Концевой обтекатель киля изготовлен из стеклоткани, в нем размещены антенны СО-69 и РСБН-2С. По бокам обтекатель имеет жалюзи для выхода воздуха, обогревающего носок киля. Стыковка киля с фюзеляжем осуществляется с помощью фитингов и болтов.

Руль направления  по конструкции аналогичен рулю высоты. На корневой нервюре руля имеется узел с упорами для ограничения отклонения руля, гнездом для стопора и гнездом для подшипника вала управления. Второй подшипник вала управления установлен в нервюре № 1. К рулю направления крепится триммер-сервокомпенсатор, состоящий из лонжерона, нервюр и обшивки, изготовленных из алюминиевого сплава. Между шпангоутами № 44 и 45 на кронштейне установлен стопор и ввернут ограничитель поворота руля направления.

Форкиль  имеет в сечении треугольную форму и состоит из диафрагм, стрингеров, продольного гнутого профиля и обшивки. Крепится к фюзеляжу при помощи дуралюминовых уголков.

2.3. Эксплуатация планера

2.3.1. Проверка перед полетом

При выполнении предполетной подготовки необходимо в соответствии с маршрутом осмотра самолета проверить состояние фюзеляжа, крыла, оперения и убедиться в отсутствии механических повреждений и коррозии на их наружных поверхностях.

Необходимо постоянно контролировать состояние обшивки самолета, обращая особое внимание на заклепочные швы и места вырезов под окна, двери и люки. Первым признаком ослабления заклепочных соединений является металлическая пыль вокруг головки заклепки. По внешнему виду обшивки обычно можно судить  и о состоянии других ответственных внутренних силовых элементов планера (шпангоутах, нервюрах, стрингерах и др.).

В процессе осмотра самолета особое внимание необходимо обращать на надежность закрытия рампы грузового люка и крышки аварийного люка, как по  плотности прилегания их к окантовке, так и по механическим указателям. Необходимо также проверить, закрыты ли створки ниши шасси и другие крышки лючков планера (гидросистемы, управления, электро и радио оборудования и др.).

На поверхности планера не должно быть снега, льда, подтеков топлива и масла, остекление  кабин должно быть чистым и не иметь повреждений, мелких трещин (“серебра”).

При эксплуатации самолета в условиях с высокой влажностью и при наличии морских туманов в процессе осмотра обратить внимание на возможность появления коррозии, особенно на деталях из магниевых сплавов, под полом грузовой кабины и нижней поверхности крыла.

Рулевые поверхности не должны иметь повреждений, а их триммеры должны находиться в нейтральном положении. Проверить правильность отклонения рулевых поверхностей (руля высоты, руля направления, элеронов и их триммеров).

2.3.2. Эксплуатация на рулении и в полете

Эксплуатация планера на рулении и в полете предполагает соблюдение экипажем ограничений по скорости  руления, взлетной и посадочной массе самолета, максимально-допустимой приборной скорости, перегрузке, нагрузке на пол грузовой кабины,  избыточному давлению воздуха в грузовой кабине и др.

Так, при взлете, посадке и движении самолета по аэродрому на планер самолета могут действовать значительные внешние нагрузки, являющиеся в основном силами реакции земли.  Их величина зависит от массы самолета, характера посадки, жесткости амортизации, качества ВПП и степени торможения колес. При эксплуатации самолета с грунтовой ВПП нагрузки не только возрастают, но одновременно увеличивается их повторяемость, что неблагоприятно влияет на конструкцию самолета (могут появляться гофры, трещины в обшивке,  наклеп на болтовых и винтовых соединениях, нарушение герметичности обшивки и др.),

При перевозке грузов необходимо соблюдать ограничение по максимальной массе загруженного самолета без топлива (22 т), так как топливо, находящееся в крыле, за счет своей массы разгружает элементы конструкции крыла в том числе и узлы крепления крыла к фюзеляжу.

Ограничения по массе тесно связаны с ограничениями по перегрузке. Максимальная допустимая эксплуатационная перегрузка (n_у=2,4)  для самолета принята  из условий полета в турбулентной атмосфере, поэтому при ее превышении возможны деформации и разрушения отдельных частей и деталей самолета. Превышение минимальной  эксплуатационной  перегрузки  (n_у = - 0,5) на конструкцию планера не влияет, она ограничивает питание двигателей топливом при обесточенных насосах.

Максимально допустимая приборная скорость самолета на высотах менее 6 км ограничена значением 540 км/час, что соответствует скоростному напору q_м.д. = 1400 кГс/м². При превышении указанной скорости может  наступить местное или полное разрушение конструкции планера.  От превышения максимальной эксплуатационной приборной скорости, равной 460 км/ч (q_м.э. = 1020 кГс/м²), зависит прочность ряда элементов конструкции, в первую очередь рулей, элеронов, а также элементов фонаря, окон, крышек люков и др. Ограничение по максимально допустимой приборной скорости при выпуске и уборке закрылков, а также при полете с выпущенными закрылками (320 км/ч при a_з=15^о и 265 км/ч при a_з=38^о) связана с обеспечением местной прочности обшивки закрылков и узлов их крепления. Ограничение по максимально допустимой приборной скорости при выпуске и уборке шасси (310 км/ч) связана с прочностью створок отсеков шасси и их узлов крепления. 

В то же время, когда шасси выпущено и створки закрыты, максимально допустимая приборная скорость может быть увеличена до 450 км/ч.

Однако, в такой конфигурации самолета замки створок основных опор шасси открыты,  поэтому возможна их вибрация, а, следовательно, максимально допустимая приборная скорость  в этом случае меньше максимальной эксплуатационной на 10 км/ч, когда шасси убрано. Максимально допустимая приборная скорость полета с открытым грузовым люком (360 км/ч) ограничена из-за возможности вибрации хвостовой части фюзеляжа и креплении рампы в открытом положении.

Максимальное избыточное давление воздуха в гермокабине (0,3 кГс/см²) ограничено как из условия сохранения работоспособности экипажа при внезапной разгерметизации, так и с прочностью конструкции фюзеляжа, который в данном случае работает как тонкостенный сосуд под внутренним давлением. Большой отрицательный перепад давлений между гермокабиной и атмосферой (³0.04 кГс/см²) не допустим по причине того, что тонкостенная оболочка (фюзеляж) на сжатие не работает.