Авиация и время 2005 06

носовой отсек фюзеляжа. Стойки шасси полурычажного типа, оснащены жидкостно-газовыми амортизаторами. Давление зарядки азота в амортизаторе передней стойки 23 кгс/см2 , основной – 33 кгс/см2 . Передняя стойка шасси – самоориентирующаяся. На ней установлено колесо К25-500 размером 430x150 мм с давлением в пневматике 4,3 кгс/см2 . Угол поворота колеса ±60°. Стойка снабжена демпфером «шимми» и центрирующим механизмом, устанавливающим разгруженное колесо в плоскость симметрии самолета. На основных стойках шасси установлено по одному тормозному колесу К24 размером 610x180 мм с давлением в пневматике 5,5 кгс/см2 . Управление самолетом при движении по земле производится педалями путем подтормаживания основных колес, а торможение на пробеге – рычагом на ручке управления. Торможение колес возможно только при обжатой носовой стойке шасси.

Силовая установка. На самолете установлен двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель АИ-25ТЛ. Тяга двигателя в стандартных условиях: на взлетном режиме – 1720 кгс, на номинальном – 1500 кгс. Удельный расход топлива – 0,60 и 0,585 кг/кгсч, соответственно. Степень двухконтурности – 1,983. Двигатель состоит из осевого двенадцатиступенчатого компрессора, разделительного корпуса, кольцевой камеры сгорания, трехступенчатой осевой турбины, камеры смешения, удлинительной трубы и реактивного сопла. Компрессор двигателя выполнен дозвуковым, двухкаскадным: первый каскад – трехступенчатый компрессор низкого давления, второй каскад – девятиступенчатый компрессор высокого давления. Между компрессорами низкого и высокого давлений находится разделительный корпус, который служит для распределения потока воздуха меж- – ду контурами двигателя, а также размещения опор компрессоров. В нижнем приливе этого корпуса расположены приводы самолетных агрегатов, передающие вращение от ротора высокого давления. Турбина – двухвальная, реактивная, состоит из одноступенчатой турбины высокого давления и двухступенчатой турбины низкого давления.

Запуск двигателя воздушный. Раскрутка ротора высокого давления осуществляется стартером СВ- 25ТЛ, к которому воздух подается от вспомогательной силовой установки.

ВСУ представляет собой одновальный газотурбинный двигатель «Сапфир-5», который состоит из одноступенчатого центробежного компрессора, кольцевой противоточной камеры сгорания, двухступенчатой осевой турбины, выхлопного сопла, а также агрегатов и систем, обеспечивает устойчивую регулируемую подачу воздуха для запуска маршевого двигателя. Запуск ВСУ производится электростартером от бортовой аккумуляторной батареи или других источников постоянного тока напряжением 27В. Топливо для работы двигателя «Сапфир-5» подается из самолетной магистрали. Расход топлива на номинальном режиме работы – 50 кг/ч. Воздух отбирается за компрессором, подача воздуха в стартер – 0,4 кг/с, время непрерывной работы, ограниченное системой управления, – 10 мин.

В топливную систему самолета входят: пять фюзеляжных баков (общей емкостью 1100 л); два концевых крыльевых бака (по 200 л); топливный аккумулятор, обеспечивающий подачу топлива к двигателю при полете с отрицательной перегрузкой; трубопроводы и топливная аппаратура; системы управления, контроля, сигнализации и дренажа. Заправка баков топливом производится сверху через три заливные горловины, находящиеся: одна – на втором фюзеляжном баке и по одной – на крыльевых баках. Расходным является фюзеляжный бак № 5. Подача топлива из крыльевых баков в расходный производится путем поддавливания (0,4 кгс/см2 ) воздухом, отбираемым от компрессора двигателя. Применяемое топливо – керосин марок Т-1, ТС-1, РТ, PL-4/5/6.

Масляная система двигателя – автономная, работающая под давлением. Она выполнена по замкнутой циркуляционной схеме. Выпуск самолета в полет разрешается при наличии масла в баке от 4,5 до 7,5 л. На самолетах с 8-й серии выпуска установлена система защиты двигателя от перегрева с регулятором температуры РТ-12-9, обеспечивающая сигнализацию о достижении температуры газов за турбиной значения 700°С и выключение двигателя при движении самолета по земле, если эта температура возросла до 730°С.

Системой пожаротушения на самолете оснащен только двигательный отсек фюзеляжа. Эта система включает: огнетушитель ОС-2 с огнегасящей жидкостью «7» или фреоном 114В2, соединительные трубопроводы и распылительные коллекторы, а также шесть сигнализаторов, находящихся на шп. 32-37, и светосигнальные табло в кабинах. Включение огнетушителя производится нажатием кнопок пожаротушения любым из пилотов.

Система управления самолетом – жесткая, состоящая из тяг и качалок. Качалки ручного и ножного управления, установленные в кабинах, сблокированы. В систему управления рулем высоты включен пружинный механизм, вступающий в работу при отклонении руля на 1 Г-13° и уменьшающий усилие на ручке.

Гидравлическая система осуществляет уборку-выпуск стоек и щитков шасси, закрылков, тормозных щитков, воздушной турбины с аварийным электрогенератором и торможение колес. Рабочая жидкость – АМГ-10, номинальное давление – 150 кгс/см2 . Гидросистема подразделяется на основную и аварийную. Источником давления в основном контуре является гидронасос переменной производительности ЛУН 6101 производительностью 25 л/мин. При авторотации двигателя насос обеспечивает в воздухе все необходимые операции, но за большее время.

Аварийный контур питается от трех гидроаккумуляторов, заряжаемых автоматически до давления 150 кгс/см 2 от основной системы. Аварийная гидросистема позволяет производить выпуск шасси (без закрытия створок), закрылков в посадочное положение и воздушной турбины; уборку тормозных щитков; торможение колес шасси. При падении давления в гидроаккумуляторах до 105 кгс/см 2 обеспечивается только аварийный выпуск шасси и закрылков, уборка тормозных щитков.

Воздушная турбина В-910 с аварийным электрогенератором автоматически выпускается при отказе двигателя или основного источника электропитания и убирается при возобновлении их работы или на посадке после обжатия носовой стойки шасси. Кроме того, предусмотрен принудительный выпуск воздушной турбины летчиком из передней кабины.

Воздушная система обеспечивает герметизацию фонаря кабины пилотов. Двухлитровый воздушный баллон находится в носовом отсеке фюзеляжа. Воздух из баллона под давлением 150 кгс/см2 поступает в понижающие редукторы, далее под давлением 1,8-2,6 кгс/см2 – в шланги герметизации фонаря. Система позволяет производить в полете тренировочную разгерметизацию кабины.

Электросистема самолета оснащена источниками электроэнергии постоянного тока. Основным источником является генератор ВГ-7500Я мощностью 9 кВт, установленный на двигателе, аварийным – генератор ЛУН 2117.02 мощностью 3 кВт с приводом от воздушной турбины. Кроме того, имеется аккумуляторная батарея 12САМ-28, которая располагается в носовом отсеке фюзеляжа слева. Питание потребителей переменным током производится через два статических и электромеханический преобразователи. Радиосвязное оборудование, кроме радиостанции РТЛ-11, обеспечивается однофазным переменным током напряжением 115 В и частотой 400 Гц статическим преобразователем ЛУН 2457 мощностью 800-1000 ВА. Трехфазным переменным током напряжением 36 В и частотой 400 Гц питаются через статический преобразователь ЛУН 2456, обладающий мощностью 40 ВА, приборное оборудование, а через электромеханический преобразователь ПТ-500Ц – гироскопические приборы и радионавигационная аппаратура. От сети постоянного тока запускается электростартер ВСУ, работают гироскопические приборы, радиоэлектронное и светотехническое оборудование.

Основные ЛТХ самолетов семейства L-39