2018-01-08
1379
Фюзеляж.
Фюзеляж - цельнометаллический полумонокок с продольным набором из стрингеров, поперечным набором из шпангоутов и работающей обшивки.
3-я технологическими разъёмами фюзеляж делится на 4-е отсека:
· носовой отсек (шп.1...11);
· средний отсек (шп.11...33);
· люковый отсек (шп.33...40);
· хвостовой отсек (шп.40...50).
Герметичны носовой, средний и люковый отсеки. Стыковка отсеков между собой осуществляется по обшивке и стрингерам с помощью стыковочных лент, фитингов и накладок. При изготовлении планера широко применяются клеевые, клее-сварные соединения, монолитные панели, пластмассы, органическое стекло, высокопрочные алюминиевые сплавы и стали.
1.2.1.2.Носовой отсек фюзеляжа (НОФ, шп.1…11).
К НОФ спереди крепится носовой обтекатель, прикрывающий антенну РЛС. Носовой обтекатель радиопрозрачен и имеет сотовую конструкцию. Пространство под носовым обтекателем не герметично. Для доступа к РЛС носовой обтекатель откидывается вверх и фиксируется в этом положении 2-я штангами подпорками.
|
|
|
Носовой отсек фюзеляжа (НОФ) является частью общей гермокабины. В нём расположены:
· кабина экипажа (шп.1…7);
· отсек передней опоры шасси (шп.1а…4, под полом);
· входная дверь (шп.7…9, правый борт);
· санитарный узел (шп.7…9, левый борт);
· этажерка с блоками АО и РЭО (шп.9…10, левый борт);
· этажерка с кипятильником (шп.9…10, правый борт);
· аварийные люки: верхний (шп.5…7); нижний (шп.7…10).
Сверху кабина экипажа закрыта фонарём лётчиков. Фонарь лётчиков выполнен в виде рамы (выполнена из стали 30ХГСА), которая застеклена:
· силикатными триплексными электрообогреваемыми стёклами (лобовые стёкла, находящиеся перед лётчиками; толщина их 21…23,5мм), которые оснащены стеклоочистителями. Эти стёкла, кроме того, могут обдуваться горячим воздухом от СКВ;
· органическими стёклами (центральное стекло, 2-а боковых стекла, 2-е форточки и 2-а верхних стекла; толщина их 10…12мм).
ПРИМЕЧАНИЕ: в случае появления в полёте отдельных трещин или сети трещин на внешнем (не силовом) слое электрообогреваемых стёкол, необходимо выключить обогрев стекла на котором появились трещины и продолжать полёт до аэродрома посадки.
Форточки лётчиков сдвижные. Они сдвигаются назад по направляющим рельсам, при помощи паралелограмных механизмов, приводимых в действие рукоятками.
На рабочем штурмана (шп.5…6, левый борт) установлен блистер штурмана. Для обтекаемости, блистер прикрыт сзади обтекателем. Блистер штурмана и его обтекатель изготовлены из органического стекла. Блистер штурмана оборудован спиртовой противообледенительной системой.
На рабочем месте бортового радиста установлен иллюминатор, который изготовлен из органического стекла. Его диаметр 340мм. Иллюминатор состоит из 2-х выпуклых наружу органических стёкол. Толщина внешнего стекла 4мм, толщина внутреннего стекла 3мм. Между стёклами находится осушенный воздух.
|
|
|
Кабина экипажа отделена от грузовой кабины негерметичной перегородкой (шп.7). В этой перегородке имеется дверь, которая открывается в сторону грузовой кабины. Дверь запирается замком, который открывается с обеих сторон. С целью предотвращения несанкционированного открытия двери со стороны грузовой кабины, замок, со стороны кабины экипажа, может блокироваться, при установке ручки двери в верхнее положение. Со стороны грузовой кабины дверь может запираться ключом.
Верхний аварийный люк (шп.5…7) используется для выхода при вынужденной посадке. Этот люк открывается вручную только изнутри, при помощи рукоятки. Крышка открывается вовнутрь. В открытом положении крышка люка снимается. Герметизация люка осуществляется при помощи резинового профиля. В закрытом положении, для надёжной герметизации, осуществляется поджатие люка при помощи прижимного винта (около рукоятки). Винт прижимает штырь замка люка. При этом, во время затяжки винта, следить, что бы усилие на ручке, при открытии люка не превышало бы 5кгс. На некоторых вариантах Ан-26 в крышку верхнего аварийного люка вмонтирован астрокупол, сделанный из органического стекла.
Нижний аварийный люк (шп.75…10) используется для аварийного покидания самолёта в полёте. Размер люка 700х1020мм. Нижний аварийный люк закрывается наружной крышкой и внутренней створкой, которые связаны между собой 2-я тягами. Этот люк открывается-закрывается 2-я г/цилиндрами. Кроме того, замок люка можно открыть изнутри вручную при помощи рукоятки (под внутренней створкой). Для подхода к рукоятке, во внутренней створке имеется лючок. Крышка открывается вниз против полёта. Герметизация люка осуществляется при помощи резинового профиля. Закрытие нижнего аварийного люка можно проконтролировать снаружи, при помощи механического указателя (на нижнем аварийном люке и прикрыт лючком). Если указатель выступает за контур обшивки, то люк не закрыт.
Входная дверь (шп.4…9, правый борт) её размеры 600х1400мм. Открывается дверь вручную вовнутрь кабины. Герметизация двери осуществляется при помощи резинового профиля. Дверь запирается замком, который открывается с обеих сторон. При этом, наружная ручка запирается на ключ, внутренняя ручка фиксации не имеет.
Под полом кабины экипажа с боков от отсека передней опоры шасси находятся 2-а технических отсека, в которых размещается АО и РЭО.
На самолёте предусмотрена сигнализация положения дверей и люков. Для этого на средней панели приборной доски лётчиков есть табло «ДВЕРИ И ЛЮКИ ОТКРЫТЫ», которое горит, если:
· не закрыта входная дверь (КВ установлен у проёма двери);
· не закрыт грузолюк (КВ установлены на боковых замках рампы);
· не закрыт нижний аварийный люк (КВ установлен у проёма люка);
· фиксаторы ручек боковых аварийных люков не вставлены в гнёзда на панели фиксаторов (шп.9, правый борт).
ПРИМЕЧАНИЕ: верхний аварийный люк сигнализации не закрытого положения не имеет.
Пол НОФ состоит из 3-х участков:
· участок пола между шп.1...4, находящийся над отсеком передней опоры шасси – герметичен. На нём находятся рабочие места лётчиков;
· участок пола между шп.4…7 - не герметичен. На нём находятся рабочие места штурмана и бортового радиста. На этом участке пола находятся лючки доступа к оборудованию, расположенному под полом;
· участок пола между шп.7…11 - не герметичен. На нём находится нижний аварийный люк и санитарный
Все 3-и участка пола выполнены из каркаса и листового дуралюмина.
|
|
|
Силовой каркас НОФ состоит из поперечного и продольного силового наборов, а так же обшивки.
Поперечный силовой набор состоит из 12-и шпангоутов (1, 1а, 2...11). Шпангоуты 1,4,7 – силовые. На шп.4 установлены узлы подвески стойки передней опоры шасси. Верхняя часть шп.4 не герметичная, нижняя – герметичная. Шпангоуты 2,3, 5, 6 – усиленные. Шпангоуты.1а, 8...11 – нормальные. Все эти шпангоуты изготовлены из дуралюмина и магния.
Продольный силовой набор состоит из стрингеров и продольных балок. Все стрингеры изготовлены из дуралюмина. Продольные балки:
· 2шт. (шп.1а...4) образуют боковые стенки отсека передней опоры шасси;
· 2шт (шп.4...7), предназначены для восприятия нагрузки от стойки передней опоры шасси;
· 2шт (шп.6...7), предназначены для восприятия нагрузки от нижнего аварийного люка;
· 2шт (шп.4...7), предназначены для восприятия нагрузки от приводных звёздочек транспортёра.
Обшивка выполнена в виде отдельных технологических панелей из дуралюминовых листов толщиной 0,8...1,8мм.
1.2.1.2. Средний отсек фюзеляжа (шп.11…33).
СОФ является частью общей гермокабины (шп.10...33). В СЧФ встроен центроплан (шп.17..20).
В СЧФ расположены:
· бортовые аварийные люки (2шт., из них: 1-н шп.14...15 левый борт, 2-й шп.23...24 правый борт);
· 8-ь окон (по 4шт на борт). При этом 2-а из них находятся на бортовых аварийных люках;
· 2-е ветви транспортёра (шп.11…33, в полу);
· монорельс по которому перемещается тельфер (шп.29…39, под потолком).
Бортовые аварийные люки (размеры 500х600мм) предназначены для аварийного покидания самолёта на земле. Герметизация люков осуществляется при помощи резиновых профилей. Крышки люков открываются вручную во внутрь кабины как снаружи, так и изнутри. Для предотвращения несанкционированного открытия люка с наружи, внутренняя ручка на земле стопорится штырём-фиксатором. Перед полётом этот штырь необходимо вынуть из ручки и вставить в панель для фиксаторов (шп.9...10, правый борт).
Все иллюминаторы в грузовой кабине по конструкции аналогичны иллюминатору бортового радиста. За исключением их диаметр 390мм.
|
|
|
Место стыка фюзеляжа и крыла закрыто зализом крыла (шп.14...22), внутренние объёмы которого используются как технические отсеки.
Пол СОФ (грузовой кабины) состоит из продольного набора (шпангоуты) и настила, изготовленного из дуралюминовых листов. Часть панелей (с внешних сторон рельсов) выполнена несъемной. Часть панелей (между рельсами) выполнена съемной.
Силовой каркас СОФ состоит из поперечного и продольного силового наборов, а так же обшивки.
Поперечный силовой набор состоит из 22-х шпангоутов (12...33). Шпангоуты 17, 20, 33 – силовые. Шпангоуты 17 и 20 воспринимают нагрузку от центроплана. К шпангоуту 33 крепится продольная балка грузового люка. На нижней части шп.33 сделана надстройка – порог грузового люка. На шпангоуте 33 имеется опорный узел под наземный подъёмник. Шпангоуты 15, 16, 21, 22 – усиленные. Шпангоуты 12, 14, 18, 19, 23...31 – нормальные. Все эти шпангоуты изготовлены из дуралюмина и магния.
Продольный силовой набор состоит из стрингеров и продольных балок. Все стрингеры изготовлены из дуралюмина. В местах сопряжения верхней и нижней частей фюзеляжа вдоль левого иправого бортов межде шп.4...33 расположены скуловые балки. На шп.12...33 (кроме шп.17 и 20) на полу в районе скуловых балок могут устанавливаться швартовочные узлы. Под полом кабины (шп.31...33) установлены 2-е продольные балки, верхними поясами которых служат рельсы транспортёра. Продольные балки изготовлены из дуралюмина.
Обшивка выполнена в виде отдельных технологических панелей из дуралюминовых листов толщиной 0,8...1,8мм. Обшивка нижней части СОФ (шп.11...26) изготовлена из биметаллических листов, состоящих из дуралюминового (внутреннего) и титанового (внешнего) слоёв.
1.2.1.3. Люковый отсек фюзеляжа (шп.33...40).
В этом отсеке расположен грузовой люк, который в плане имеет форму вытянутого многоугольника. Длинна проёма люка 3,3м. Ширина 2,34м, на участке шп.33...36, с последующим сужением до 2,02м у шп.40. Проём грузового люка закрывается рампой.
При открытом грузолюке, рампа может занимать 2-а положения:
· положение для наземной погрузки-разгрузки, при котором задний обрез рампы и наезд опускаются на землю;
· положение для парашютного десантирования, при котором рампа откатывается в перёд под фюзеляж, полностью освобождая проём грузолюка. Это положение может использоваться, так же и для наземной погрузки-разгрузки грузов непосредственно с автомобиля.
Рампа подвешена на каретках к одному переднему и 2-м боковым (задним) рельсам. Передний рельс находится под СОФ (шп.24...33) в плоскости симметрии. Каждый боковой рельс состоит из 2-х частей передней и задней, соединённых рельсовым замком. Передние части боковых рельсов установлены не подвижно (шп.29...34, под скуловыми балками) и прикрыты боковыми обтекателями, которые сзади переходят в подфюзеляжные гребни. Задние части боковых рельсов при опускании рампы опускаются вместе с рампой.
В закрытом положении рампа фиксируется: 2-я пороговыми замками; 2-я рельсовыми замками; 12-ю боковыми замками (по 6шт с каждого борта). Открытие замков производится при помощи г/цилиндров. Пороговые замки имеют механические указатели закрытого положения (под порогом с наружи фюзеляжа). Если пороговые замки закрыты, то штыри указателей находятся заподлицо с обшивкой. Если пороговые замки не закрыты, то штыри указателей торчат за пределы обшивки. Закрытое положение боковых замков проверяется следующим образом:
· на самолётах до №1301 с электрическим управлением боковыми замками, при закрытых боковых замках, метки на крюках этих замков должны совпадать с метками на корпусе серёг рампы;
· на самолётах с №1301 с гидравлическим управлением боковыми замками, при закрытых боковых замках, метки на крюках этих замков должны выступать за корпус серёг рампы на 3...4,5мм.
Герметизация рампы осуществляется при помощи резиновых профилей.
В верхней части люкового отсека находятся фары подсвета передней кромки стабилизатора.
Рампа состоит из каркаса, силового настила, наружной панели и опоры. Сзади к рампе шарнирно подвешен клиновидный наезд. Все элементы рампы, кроме замков и рельсов выполнены из дуралюмина. Замки выполнены из стали.
Силовой каркас ЛОФ состоит из поперечного и продольного силового наборов, а так же обшивки.
Поперечный силовой набор состоит из 7-и шпангоутов (34...40). Шпангоут 40 – силовой герметичный, является задней стенкой гермокабины. Сверху к нему крепится передний лонжерон киля. Шпангоуты 34 и 39 – усиленные. Шпангоуты 35, 36, 37, 38 – нормальные. Все эти шпангоуты изготовлены из дуралюмина.
Продольный силовой набор состоит из стрингеров и продольных балок. Проём грузолюка окатован 2-я верхними (шп.33…40) и 2-я нижними (шп.36…42) балками. На верхних балках по шп. 34, 35, 36, 37, 38, 39, 40 установлены боковые замки рампы. Между шп. 34…35 установлены балки г/цилиндров подъёма рампы. Поперечный силовой набор изготовлен из дуралюмина.
Обшивка выполнена в виде отдельных технологических панелей из дуралюминовых листов толщиной 0,8...1,8мм.
1.2.1.4. Хвостовой отсек фюзеляжа (ХОФ, шп.40...50).
ХОФ несёт на себе оперение самолёта. Он не герметичен. Внутри ХОФ находится технический отсек, в котором располагается АО, РЭО, а так же элементы системы управления самолётом. Доступ в этот технический отсек осуществляется через люк (шп.41…42), при условии, что рампа опущена.
Для снижения аэродинамического сопротивления, внизу ХОФ установлены аэродинамические гребни, предназначенные для снижения интенсивности вихрей, образовывающихся за люковой и хвостовой частями фюзеляжа.
Поперечный силовой набор состоит из 10-и шпангоутов (41...50). Шпангоуты 43 и 45 – силовые. К шп.43 крепится задний лонжерон киля и передний лонжерон стабилизатора. К шп.45 крепится задний лонжерон стабилизатора. Шпангоут 44 – усиленный. Шпангоуты 41, 42, 46…50 – нормальные. Продольный силовой набор состоит из стрингеров. Проём грузолюка окатован 2-я верхними (шп.33…40) и 2-я нижними (шп.36…42) балками. Поперечный, продольный силовой набор, а так же обшивка ХОФ выполнены из дуралюмина.
1.2.2. Крыло.
Крыло самолёта типа Ан-26 высокорасположенное, свободнонесущее. Форма крыла в плане прямоугольная на участке между нервюрами 7…7 и трапециевидная на участках от нерв.7. По конструкции крыло кессонного типа (моноблочное).
Крыло состоит из:
· центроплана, который находится (нерв.7…7);
· 2-х средних частей крыла (СЧК, между нерв.1…15);
· 2-х отъёмных частей крыла (ОЧК, между нервюрами №15...25).
1.2.2.1.Центроплан (между нерв.7…7).
Образован передним и задним лонжеронами, 14-ю нервюрами, верхней и нижней панелями. Для обеспечения доступа во внутрь центроплана, средняя часть верхней панели выполнена съёмной. Внутри кессона центроплана находятся 10-ь резиновых баков (№1,2,4,5,6). По нервюрам 1и 2 осуществляется стыковка крыла с фюзеляжем.
К переднему лонжерону центроплана крепится носок крыла (нерв.2…5) и двигатели (нерв.5 и 6). Носок крыла обогревается горячим воздухом. В нижней части носка имеется откидная панель, предназначенная для доступа к агрегатам топливной системы самолёта.
К заднему лонжерону центроплана крепятся внутренние однощелевые отклоняющиеся закрылки (нерв.2…5), хвостовая часть центроплана (между кессоном и внутренними закрылками), а так же стойки основных опор шасси (нерв.5 и 6). Внутренний закрылок выполнен цельным. Максимальный угол его отклонения 38о. Кронштейны навески внутреннего закрылка крепятся по нерв.3 и 4, а подъёмник внутреннего закрылка – между нерв.3…4. На заднем лонжероне (нерв.4) находятся гнезда под опоры наземных подъёмников. В низу хвостовой части центроплана находится откидная панель, предназначенная для доступа к трансмиссии закрылков и проводке системы управления элеронами.
Мотогондолы (нерв.5…7) крепятся к переднему и заднему лонжеронам центроплана. Гондола двигателя предназначена для создания аэродинамической формы обтекания двигателя. Гондола двигателя состоит из:
· обтекателя втулки воздушного винта (на втулке воздушного винта);
· обтекателя редуктора (на редукторе, внутри капота), который является продолжением теоретического обтекателя втулки воздушного винта;
· капота двигателя;
· средней части;
· хвостовой части.
Капот двигателя съёмный. Он включает с в себя:
· воздухозаборник, который крепится к фланцу лобового картера двигателя;
· верхнюю балку, которая укрепится к воздухозаборнику двигателя и к компрессору двигателя;
· 2-е откидные крышки, которые шарнирно закреплены на верхней балке;
· нижнюю крышку, которая крепится к воздухозаборнику двигателя и к двигателю.
Внутренняя поверхность воздухозаборника вместе с обтекателем редуктора образуют канал подвода воздуха к компрессору двигателя. В нижней части воздухозаборника двигателя имеется воздухозаборник для ВВР СКВ (левый) и воздухозаборник для ВМР двигателя (правый). Передняя кромка всех 3-х воздухозаборников обогревается горячим воздухом.
Боковые крышки капота в открытом положении удерживаются подпорками. В закрытом положении они фиксируются замками. На каждой крышке установлены:
· 2-а выступающих воздухозаборника. Из них передний предназначен для обдува генераторов, а задний для обдува задних амортизаторов рамы двигателя;
· 2-а утопленных воздухозаборника, предназначенных для вентиляции подкапотного пространства.
На нижней крышке капота устанавливаются (крепятся к нижней крышке): маслобак, ВМР с выходным тоннелем, ВВР с выходным тоннелем, 2-а ТХ, флюгерный насос, электромеханизм управления заслонкой ВМР, смесительный кран весовой подачи воздуха в кабину. Снизу нижней крышки –капота имеются эксплуатационные лючки.
В средней части гондолы двигателя находится выхлопная система двигателя АИ-24ВТ, а так же отсек главной опоры шасси.
В хвостовой части гондолы левого двигателя находится технический отсек, в котором располагаются огнетушители и баллоны НГ. В хвостовой части гондолы правого двигателя находится РУ19А-300.
1.2.2.2. Средняя часть крыла (нерв.7...12).
Состав СЧК:
· силовой кессон СЧК;
· носок СЧК (крепится к переднему лонжерону СЧК);
· хвостовая часть СЧК (крепится к заднему лонжерону СЧК) находится между кессоном СЧК и внешним закрылком;
· внешний закрылок (крепится к заднему лонжерону СЧК).
Силовой кессон СЧК образован передним и задним лонжеронами, 11-ю нервюрами, верхней и нижней панелями. Для обеспечения доступа во внутрь центроплана, средняя часть верхней панели выполнена съёмной. Нервюра №8а делит внутреннюю ёмкость кессона СЧК на 2-а топливных бака №3 и 3а. Необходимо отметить, что нервюра №8а является герметичной лишь на ¾ своей высоты (в верхней её части имеются переливные отверстия). Стыковка СЧК и центроплана производится при помощи фитингового соединения.
В нижней части носка СЧК имеется откидная панель, предназначенная для доступа к агрегатам топливной системы самолёта.
Внешний двухщелевой выдвижной закрылок (нерв.7…12) состоит из собственно закрылка и жёстко прикреплённого к нему дефлектора. Максимальный угол его отклонения 38о. Кронштейны навески внешнего закрылка крепятся по нерв.8 и 11. В низу хвостовой части центроплана находится откидная панель, предназначенная для доступа к трансмиссии закрылков и проводке системы управления элеронами.
1.2.2.3. Отъёмные части крыла (нерв.12...23).
Состав ОЧК:
· силовой кессон ОЧК;
· носок ОЧК (крепится к переднему лонжерону ОЧК);
· элероны (крепятся к заднему лонжерону ОЧК);
· концевой обтекатель крыла (крепится к нерв.23).
Силовой кессон образован передним и задним лонжеронами, 12-ю нервюрами, верхней и нижней панелями. Внутренняя ёмкость кессона ОЧК пуста. Для доступа вовнутрь кессона ОЧК, средняя часть верхней панели ОЧК выполнена съёмной. Стыковка ОЧК и СЧК производится при помощи фитингового соединения.
Элероны состоят из внутренней (нерв. 12...17) и внешней (нерв.17...23) секций. Внутренняя секция навешена в 2-х точках подвески (нерв.13 и 16). Внешняя секция тоже навешена в 2-х точках подвески (нерв.18 и 21). Элероны имеют осевую аэродинамическую компенсацию и 100% весовую балансировку. Осевая аэродинамическая компенсация означает, что точка приложения подъёмной силы элерона находится близко к оси вращения элерона, а следовательно шарнирные моменты действующие на штурвалы будут минимальными. 100% весовая балансировка означает, что ось вращения элерона проходит через его центр тяжести. За щёт этого, элероны в нейтральном положении установлены вдоль хорды крыла.
Максимальные углы отклонения элеронов (обоих секций) «-24о±1о…+16о±1о».
На внутренних секциях элерона (ближе к фюзеляжу) установлены сервокомпенсаторы. На левой внутренней секции элерона (дальше от фюзеляжа) установлен триммер.
На концевом обтекателе крыла установлены АНО и жалюзи для выхода воздуха из ПОС крыла.
1.2.3. Хвостовое оперение.
Хвостовое оперение самолёта свободнонесущее, стреловидное, однокилевое. Оно состоит из: вертикального хвостового оперения и горизонтального хвостового оперения.
1.2.3.1. Вертикальное хвостовое оперение.
Состав вертикального хвостового оперения:
· форкиль;
· силовой кессон киля;
· носок киля (крепится к переднему лонжерону киля);
· хвостовая часть киля (крепится к заднему лонжерону киля);
· концевой обтекатель киля (крепится к торцевой нервюре);
· руль направления.
Силовой кессон образован передним и задним лонжеронами, 15-ю нервюрами, правой и левой панелями. Нижними концами лонжеронов киль крепится к фюзеляжу (шп.40 и 43).
Носок киля обогревается горячим воздухом. В нижней части носка находится верхний АНО.
Руль направления односекционный, подвешен к заднему лонжерону киля в 3-х точках. Руль направления имеет осевую аэродинамическую компенсацию и 100% весовую балансировку.
Максимальные углы отклонения РН ±25о±1о.
В нижней части РН имеется триммер-сервокомпенсатор.
1.2.3.2. Горизонтальное хвостовое оперение.
Состоит из 2-х половин стабилизатора. Каждая половина стабилизатора состоит из:
· силового кессона;
· носка стабилизатора (крепится к переднему лонжерону стабилизатора);
· хвостовая часть стабилизатора (крепится к заднему лонжерону стабилизатора);
· концевого обтекателя стабилизатора;
· половины руля высоты.
Силовой кессон образован передним и задним лонжеронами, 15-ю нервюрами, верхней и нижней. Нижняя часть переднего и заднего лонжеронов крепятся к ХОФ (шп.43 и 45). Панели стабилизатора выполнены методом клее-сварного соединения. При этом методе, сначала обшивка приваривается точечной сваркой к стрингерам, а затем зазор между обшивкой и стрингерами заполняется клеем.
Носок обогревается горячим воздухом.
Руль высоты состоит из 2-х половин, соединённых между собой карданным валом (проходит сквозь ХОФ). Каждая половина РВ навешивается на стабилизатор в 3-х точках. Руль высоты имеет осевую аэродинамическую компенсацию и 100% весовую балансировку.
Максимальные углы отклонения РВ «-25о±1о... +20о±1о».
На каждой половине РВ (ближе к оси симметрии самолёта) установлены триммер руля высоты. Максимальные углы отклонения триммеров РВ «-25о±1о... +15о±1о».
1.2.4. Эксплуатация планера.
В ходе предполётного осмотра убедиться, что:
1) на планере:
· нет повреждений фюзеляжа, крыла и хвостового оперения;
· все чехлы и заглушки сняты;
· на наружных поверхностях самолёта, остеклении кабин, на фарах, наружных антеннах, ПВД, разрядниках статического электричества нет внешних повреждений, грязи, льда, снега, инея, а так же выпадения винтов, заклёпок;
· все бортовые люки и лючки закрыты;
· заземление убрано;
· входная дверь свободно открывается-закрывается, её герметизирующие профили имеет повреждений;
2) в грузовой кабине и кабине экипажа:
· посторонние предметы отсутствуют, внутренняя поверхность кабины чистая;
· поверхность остекления чистая без внешних повреждений;
· панели приборных досок и пульты надёжно закреплены и не имеют внешних повреждений.
· рампа закрыта;
· аварийные люки закрыты, а их штыри-фиксаторы вставлены в панель для фиксаторов;
· грузы правильно размещены и надёжно закреплены
Бытовое оборудование
Бытовое оборудование самолёта предназначено для создания необходимых условий работы экипажа и пассажиров.
Бытовое оборудование включает в себя:
· кресла членов экипажа;
· кипятильник КУ27-2С (1шт, шп.9...10, правый борт), предназначенные для разогрева жидких пищевых продуктов, а так же для их сохранения в горячем и холодном виде;
· эектротермос ЭТ-9 (1шт, шп.9...10, правый борт), имеющий с кипятильником общую ёмкость 16,5л;
· система водоснабжения и сантехники;
· облицовка кабины экипажа и грузовой кабины;
· светозащитные шторки и светофильтры.
Кресла лётчиков (по конструкции одинаковы).
Кресло состоит из:
· чашки с подушкой;
· спинки;
· тележки.
Кресло обеспечивает:
· продольное перемещение тележки кресла по 2-м горизонтальным направляющим – 180мм с фиксацией в 5-и положениях. Для перемещения сиденья необходимо: переместить вверх рукоятку управления продольным перемещение (передняя часть чашки, справа) и, переместив сиденье, отпустить рукоятку;
· вертикальное перемещение чашки – 125мм (135мм для правого кресла) с фиксацией в -и положениях. Для перемещения сиденья необходимо: переместить вверх рукоятку управления вертикальным перемещение (передняя часть чашки, слева) и, переместив чашку, отпустить рукоятку. Перемещение низ осуществляется под весом человека, а вверх силой пружины.
Ремни не подтягиваются.
Кресло штурмана.
Кресло состоит из:
· чашки с подушкой;
· подставки.
Кресло обеспечивает:
· вертикальное перемещение чашки – 100мм с фиксацией в 5-и положениях. Для перемещения чашки необходимо: нажать на рычаг (передняя часть подставки) и, переместив чашку, отпустить рычаг. Перемещение низ осуществляется под весом человека, а вверх силой пружины.
· поворот вокруг вертикальной оси влево-вправо на 23о с фиксацией в нейтральном и крайних положениях. Для поворота чашки необходимо вытянуть ручку (справа на чашке) и, повернув чашку, отпустить ручку.
Ремни не подтягиваются.
Кресло бортового техника.
Кресло состоит из:
· чашки с подушкой;
· спинки;
· подкоса.
Кресло обеспечивает 2-а положения:
· рабочее, когда оно используется для посадки борттехника;
· не рабочее, когда оно используется как подножка для прохода к рабочим местам лётчиков.
Для перевода сиденья из одного положения в другое используется ручка (на подкосе). При этом, для подъёма кресла используется резиновый амортизатор.
Привязные ремни не подтягиваются.
Кресло бортового радиста.
Кресло состоит из:
· чашки с подушкой;
· спинки
· подставки.
Кресло обеспечивает вертикальное перемещение чашки – мм с фиксацией в 5-и положениях. Для перемещения чашки необходимо: нажать на ручку (передняя часть подставки) и, переместив чашку, отпустить рычаг. Перемещение низ осуществляется под весом человека, а вверх силой пружины.
Привязные ремни не подтягиваются.
Облицовка кабин, светозащитные шторки и светофильтры.
На стёклах фонаря кабины экипажа установлены шторки для выполнения тренировочных «слепых«полётов и защиты от солнечных лучей. Шторки намотаны на барабаны (на облицовке фонаря). При необходимости шторки разматываются и закрепляются крючками на каркасе фонаря. 2-е верхние шторки сдвигаются по направляющим в стороны. Открытие шторок производится вручную. Шторки на астрокуполе и блистере штурмана так же закрываются вручную.
Облицовка кабины экипажа изготовлена в виде панелей из алюминия или из фанеры. Со стороны кабины на эти панели нанесён поролон и декоративная обивка. Пол кабины экипажа покрыт ковриками. Облицовка бортов грузовой кабины выполнена из стеклопластика.
Система водоснабжения и сантехники.
Санузел (шп.7...9, левый борт) отделён от грузовой кабины шторкой. В нём установлены: унитаз; ящик для чистой бумаги; ящик для грязной бумаги; водяной бак; раковина умывальника; 2-а бачка с дезинфицирующей жидкостью (один с лопаткой другой со щёткой); 2-а подкладных судна; 2-а мочеприёмника.
Водяной бак (ёмкость 20л) съёмный, заправляется вне самолёта.
Унитаз выносной, с химической жидкостью. Грязная вода из умывальника стекает в унитаз.
Включение-выключение кипятильника осуществляется при помощи выключателя. (шп.9...10, правый борт).
