Редукционный клапан управляется от рычагов, установленных на ручках управления самолетом в обеих кабинах. Клапан У139 (ПУ-7) установлен на стенке шпангоута 7 под полом второй кабины.
Дифференциал У135 (ПУ-8), управляемый педалями ножного управления, обеспечивает раздельное торможение колес. Дифференциал крепится к стенке шпангоута 5 клапан растормаживания УП 53/IM - к стенке шпангоута 6.
Аварийная система.
Воздухом из баллона аварийной системы пользуются в случае отказа основной системы.
Аварийная система состоит из аварийного баллона ЛМ375-3-50, магистрали зарядки и подзарядки системы, двух кранов аварийного выпуска шасси, установленных на правых пультах обеих кабин, стравливающего клапана 562300 и аварийных клапанов 524704-30.
При выпуске шасси сжатый воздух из баллона аварийной системы попадает в цилиндры замков и через аварийные клапаны в подъемники шасси. Одновременно сжатый воздух подходит к редукционному клапану, обеспечивая торможение колес шасси от аварийной системы.
Стравливающий клапан 562300 устраняет явление противодавления в подъемниках шасси во время их работы от основной системы при негерметичности закрытых аварийных кранов 992АТЗ.
При открытии крана аварийного выпуска (при давлении более 5 кг/см2) стравливающий клапан закрывает выход в атмосферу.
Стравливающий клапан расположен в фюзеляже самолёта и крепится с помощью хомута к стенке шпангоута 4.
Принципиальная схема воздушной системы:
1 - фильтр-отстойник ФТ; 2 - обратные клапаны; 3 - редукционный клапан; 4 - зарядный штуцер; 5 - баллон аварийной системы; 6 - баллон основной системы; 7 - фильтр 31ВФЗА; 8 - трехходовой кран 625300М; 9 - электропневмоклапан ЭК-48; 10 - командный кран шасси; 11, 12 - манометры 2М-80; 13 - кран 992АТ (зарядка сети); 14, 15 - краны 992АТ-3 аварийного выпуска шасси; 16 - стравливающий клапан 562300; 17 - подъемник; 18 - аварийные клапаны; 19 - цилиндр открытия замка передней опоры шасси; 20 - подъемник основных опор шасси; 21 - цилиндры открытия замков; 22 - редукционный клапан ПУ-7 (У139); 23 - клапан УП53/1М; 24 - дифференциал ПУ-8 (У135); 25 - тормозные колеса основных опор шасси; 26, 27 - трехходовые краны 625300М; 28 - цилиндр уборки и выпуска посадочных щитков.
5. Описание противопожарной системы и системы кондиционирования (системы охлаждения) самолёта
Система кондиционирования воздуха. Система кондиционирования самолета предназначена для обогрева (охлаждения) и вентиляции кабины экипажа и пассажирского салона, а также для подачи в гермокабину необходимого количества воздуха. Воздух для системы кондиционирования отбирается от компрессоров двигателей, от вспомогательной силовой установки или от наземного кондиционера. Система кондиционирования воздуха самолета Як-42 состоит из:
системы отбора и подготовки воздуха;
регулятора расхода воздуха;
узла охлаждения воздуха;
системы подачи воздуха.
Блок-схема системы кондиционирования воздуха самолета Як-42: 1 - узел распределения воздуха; 2 - указатель расхода воздуха; 3 - узел охлаждения и регулирования температуры воздуха; 4 - заслонка 1919Т регулирования температуры воздуха в кабине экипажа; 5 - узел регулирования расхода воздуха; 6 - узел отбора воздуха от двигателя Д-36; 7 - кран кольцевания; 8 - дублирующий заборный кран 3213 регулирования температуры воздуха в кабине экипажа; 9 - штуцер наземного кондиционирования
СКВ подает свежий воздух в соответствующие зоны гермокабины и автоматически поддерживает в них температуру, заданную на пульте управления. Отбор воздуха от каждого из двигателей осуществляется за IV или за VII ступенью КВД в зависимости от режима работы двигателя.
Схема отбора и регулирования расхода воздуха одной подсистемы: 1 - командный прибор 5378Т; 2 - электрокоммутатор 5599Т; 3 - датчик скорости 5384ЕТ; 4 - дроссельная заслонка 1293ДТ; 5 - компенсатор; 6, 11 - обратный клапан; 7 - регулятор избыточного давления 5589Т-49; 8 - заслонка 3184; 9, 13 - электроклапан переключения 4073Т; 10 - сигнализатор МСТ-11А; 12 - сигнализатор критического давления; 14 - датчик расхода.
На малых режимах работы двигателя отбор осуществляется за VII ступенью компрессора высокого давления. На высоких режимах работы двигателя отбор воздуха происходит за IV ступенью КВД. Узел охлаждения и регулирования температуры воздуха состоит из воздухо-воздушного радиатора, турбохолодильника и автомата температуры (рис. 10.4). Из узла регулирования расхода воздух попадает в блок воздухо-воздушных радиаторов (ВВР). Воздухо-воздушный радиатор продувается забортным воздухом, поступающим в радиатор через заборник, установленный на наружной обшивке самолета в хвостовой части фюзеляжа. Дальнейшее охлаждение воздуха происходит в турбохолодильнике (рис. 10.5). Принцип работы турбохолодильника заключается в преобразовании потенциальной энергии сжатого воздуха в кинетическую энергию струи, которая с большой скоростью поступает на лопатки турбины.
Схема узла охлаждения и регулирования температуры и узла распределения воздуха: 1 - кран обдува ног; 2 - коллектора подачи воздуха в кабину экипажа; 3 - магистрали индивидуальной вентиляции; 4 - обратный клапан; 5 - трубка Вентури; 6 - заслонка; 7, 9 - приемник температуры; 8 - термореле; 10, 12 - регулятор подачи воздуха; 11 - усилительно-преобразовательное устройство;13 - блок воздуховоздушных радиаторов; 14 - заслонка; 15 - турбохолодильник; 16 - глушитель шума; 17, 18 - датчик температуры; 19 - указатель температуры в кабине экипажа; 20 - приемник температуры; 21 - задатчик температуры
Это сопровождается понижением температуры в результате соответствующего профилирования межлопаточных каналов турбины. В магистрали за турбохолодильником температура воздуха регулируется агрегатами системы автоматического регулирования температуры.
Горячий воздух, отбираемый перед ВВР, проходит по обводной линии через регулятор подачи воздуха, смешивается с частично охлажденным воздухом, отбираемым за блоком ВВР и проходящим через другой регулятор подачи, и с холодным воздухом за турбохолодильником и поступает в узел распределения воздуха.Комплект автоматического регулятора температуры обеспечивает поддержание в соответствующей зоне салона температуры.
Регулирование температуры воздуха в кабинах самолета А-320
6. Противообледенительная система самолёта
Противообледенительная система предназначена для защиты самолёта от обледенения. Обледенение уменьшает подъёмную силу самолёта и увеличивает его лобовое сопротивление, мешает работе органов управления, ухудшает видимость пилотам, увеличивает вибрацию и нагрузку отдельных элементов планера, отрицательно влияет на работу двигателей. Поэтому эффективная защита от обледенения является одной из важных задач, и в настоящее время противообледенительные устройства на самолёте являются обязательными. Существуют два основных метода борьбы с обледенением - пассивный и активный. Пассивный метод предусматривает вывод самолёта из зоны обледенения. Вполне очевидно, что пассивный метод не может удовлетворить требованиям безопасности и регулярности полётов. Активные методы борьбы с обледенением по характеру воздействия можно разделить на воздушно-тепловые, электротермические и механические. Как правило, обледенению подвергается только носовая часть обтекаемой поверхности. Многочисленные измерения показали, что длина обледеневшего участка крыла и оперения обычно составляет 5-10 % длины хорды, поэтому от обледенения достаточно защищать их переднюю часть. Обычно выполняется защита от обледенения лобовых частей крыла, стабилизатора, киля, воздухозаборников двигателей, воздушных винтов, остекления, приёмников воздушных давлений и др. (рис. 11.1).
Термические методы могут применяться как для предупреждения, так и для устранения обледенения. Работа противообледенительных устройств основана на нагреве защищаемой поверхности до температуры, исключающей возможность её обледенения. В зависимости от способа защиты поверхностей различают электротермические и воздушно-тепловые противообледенительные системы. Электротермический способ защиты от обледенения позволяет подавать тепло к защищаемой поверхности с перерывами. При этом методе допускается образование небольшого количества льда на поверхности, после чего к этой поверхности подается тепло, лед подтаивает и сдувается воздушным потоком. После удаления льда обогрев прекращается, температура понижается, и лед образуется вновь. Этот процесс повторяется через определённый промежуток времени. Защищаемые от обледенения поверхности обычно разбивают на отдельные секции, имеющие симметричное расположение на левой и правой частях крыла и оперения. На крыле и оперении, кроме периодически включаемых секций, могут быть непрерывно обогреваемые в условиях обледенения участки, такие, как места стыка секций и передние кромки, с которых лед не может быть сброшен аэродинамическими силами. При циклическом обогреве расход энергии в несколько раз меньше, чем при обогреве непрерывном. Противообледенительный носок крыла и оперения представляет собой многослойную конструкцию, состоящую из внешней и внутренней обшивки, между которыми размещены два слоя электроизоляции и нагревательный элемент (рис. 11.2).
Силикатные элетрообогреваемые лобовые стекла фонаря кабины экипажа состоят из наружного и внутреннего стекол, между которыми помещается либо токопроводящий прозрачный слой, либо большое количество константановых проволок диаметром 0,03 мм, натянутых параллельными рядами. Там же помещают датчики температуры, обеспечивающие автоматическое регулирование температуры в пределах 30-40 °С. Источником тепла воздушно-тепловой системы является воздух, отбираемый от компрессоров двигателей (рис. 11.3, 11.4). К достоинствам такой системы относятся простота конструкции и использование чистого воздуха, исключающего коррозию трубопроводов и элементов конструкции самолёта.
Электроиндукционная (механическая) противообледенительная система обеспечивает удаление льда с помощью упругих колебаний обшивки. Колебания возбуждаются индуктором под действием периодических электрических импульсов. Эта система эффективна, экономична, проста и легка, исключает образование барьерного льда (не подплавляет его, а сбрасывает сухим).
Схема электроимпульсной ПОС крыла и оперения: 1 - предкрылок; 2 - индукторы; 3 - стабилизатор (киль); 4 - блок конденсаторов Противообледенительные системы могут включаться либо вручную, либо автоматически от сигнализатора обледенения.
Система подачи противообледенительной жидкости
Система предназначена для подачи противообледенительной жидкости в топливо с целью растворения кристаллов льда, образующихся при отрицательных температурах из содержащейся в топливе воды и скапливающихся на фильтрующих элементах топливных фильтров низкого давления двигателей.
Система состоит из бака 8, фильтра 14, штуцера заправки жидкости 15, клапана стравливания воздуха 9, пяти электромагнитных кранов 610200А 5, 6, 23, насоса ЭЦН-19А 7, трех трубок Вентури 25 и трубопроводов.
Бак противообледенительной жидкости состоит из двух сферических обечаек, соединенных болтами. Между фланцами обечаек зажата диафрагма 12, которая разделяет бак на две полости -- А и Б. В полость А заливается противообледенительная жидкость в количестве 23--25 л. Снизу бака расположен штуцер подачи жидкости в трубопроводы питания топливом двигателей и топливный насос 13. Сверху бака размещены заливная горловина 9, штуцер 7 трубопровода мерного стекла и дренажный клапан 8 Дренажный клапан 8 закрывается с помощью поплавка 18 при полном заполнении бака жидкостью. На баке закреплено мерное стекло 6.
На мерном стекле нанесены две поперечных риски. Одна риска соответствует полностью заправленному жидкостью баку, другая -- заполнению его наполовину. Бак расположен между.
Элементы управления и контроля системы расположены на щитке наземной проверки 19 и электрощитке бортинженера.
Монтаж агрегатов системы подачи противообледенительной жидкости:
1 -- трубка Вентури; 2 -- щиток; 3 -- трубопровод; 4 -- люк; 5,8 -- клапаны; 6 -- мерное стекло; 7, 15 -- штуцеры;9 -- заливная горловина; 10 -- бак; 11 -- диафрагма; 12-- фильтр; 13 -- насос ЭЦН-19А;14, 16, 17 -- краны; 18 -- поплавок; 19 -- щиток наземной проверки системы
Фильтр противообледенительной жидкости служит для очистки противообледенительной жидкости от механических частиц.
Фильтрующий элемент 2 зажат между фланцами верхнего 1 и нижнего 5 корпусов. Он состоит из фильтрующей и каркасной сеток. Под сеткой установлен рифленый, с отверстиями, диск 3 для поддержания фильтрующего элемента.
Штуцер заправки служит для заправки бака противообледенительной жидкости и слива ее. На наружной части корпуса 7 имеются пазы для закрепления на нем наконечника шланга заправочного устройства. Клапан 11 отжимается штоком наконечника шланга при его подсоединении. При отсоединении наконечника клапан закрывается под действием пружины 12, предотвращая вытекание жидкости. Штуцер заправки размещен. Он закреплен на фланце, установленном на обшивке фюзеляжа и соединен трубопроводом с баком.
Клапан стравливания воздуха предназначен для стравливания воздуха из топливной полости бака противообледенительной жидкости. Гнездо 18 имеет штуцер для
подсоединения трубопровода. Для стравливания воздуха к штуцеру подсоединяется приспособление И666000. С помощью этого приспособления отжимается шарик 16 клапана и воздух стравливается из бака.
Клапан установлен у люка обслуживания противообледенительной системы между.
Агрегаты системы подачи противообледенительной жидкости: а--фильтр противообледенительной жидкости; б -- штуцер заправки; в -- клапан стравливания воздуха; г -- насос ЭЦН-19А;
1, 5, 7, 15, 22 -- корпус; 2 -- фильтрующий элемент; 3 -- диск; 4 -- прокладка; 6 -- пластина крепления; 8, 14 -- заглушки; 9 -- винт; 10 -- крышка; 11--клапан; 12, 17--пружины; 13-- переходник; 16--шарик; 18--гнездо; 19--фланец; 20 -- крыльчатка; 21-- уплотнения; 23 -- вал; 24 -- электродвигатель; 25 -- дренажный штуцер
Электромагнитные краны 610200А имеют следующие назначения: три крана 14 (см. рис. 1.46) служат для перекрытия трубопроводов подачи жидкости в топливные магистрали двигателей, краны 16 и 17--соответственно для слива топлива из бака и сообщения его с атмосферой. Описание электромагнитного крана дано в разделе «Система питания топливом двигателя ВСУ». Краны расположены между шп. № 68 и 69.