Самолет Ту-154.Книга 1 - копия. Учебное пособие. (Компьютерный вариант) Ответственный за подготовку пособия Сошин В. М. Компьютерная обработка студент Медведев В. И
 Скачать 11.15 Mb.
|
|
Заборник воздуха (рис. 2.26) состоит из корпуса 1 и втулки 2 с пружиной 3. Штуцер 6 корпуса соединяет через трубопровод 5 воздухозаборник с механизмом стопорения. В корпусе со стороны штуцера выполнен продольный шлиц для стока воды. Втулка имеет продольные шлицы и отверстия в торце для поступления воздуха в заборник. К заплечику корпуса втулка поджата пружиной. Со стороны втулки корпус имеет внутреннюю резьбу, необходимую для подсоединения приспособления для откачивания воздуха из полости механизма при отладке системы. Рис. 2.26. Заборник воздуха: 1—корпус; 2—втулка; 3—пружина; 4—хомут; 5—трубопровод; 6—штуцер; 7— уплотнитедьное кольцо; 8—заглушка 31 Система сигнализации открытого положения замков и стопора двери состоит из двух концевых выключателей 5, 10 (см. рис. 2.19), толкателя 11 и двух сигнальных табло, расположенных над правой панелью АЗС. Концевые выключатели установлены в окантовке дверного проема. Верхний концевой выключатель нажимается толкателем, нижний — роликом замка при его запирании. Толкатель представляет собой трубу, склепанную со штырем. Один конец толкателя крепится к ушку стопора механизма управления замками, второй конец входит в отверстие скобы, приклепанной к окантовке двери. При установке ручек управления замками на стопор толкатель выступает за окантовку двери исвоим концом нажимает на шток концевого выключателя. Последний размыкает электрическую цепь сигнальной лампы. Запасная и служебная двери Запасная и служебная двери находятся на правом борту фюзеляжа между шпангоутами № 19—21 и 31—33 соответственно. Запасная дверь предназначена для покидания самолета людьми при аварийной посадке, служебная дверь служит для загрузки буфета-кухни продуктами питаний. Запасная и служебная двери аналогичны по конструкции входным дверям. Система запирания запасной и служебной дверей отличаются от систем запирания входных дверей только тем, что имеют по 8 замков вместо 12. Запасная дверь, кроме того, не имеет подвесного устройства и при открытии замков отделяется от фюзеляжа. Аварийные выходы Аварийные выходы предназначены для покидания самолета в случае аварийной посадки. По два выхода расположены на левом и правом бортах фюзеляжа между шпангоутами № 44—45 и 47—48. Крышки аварийных выходов вынимаются внутрь фюзеляжа. Крышка аварийного выхода (рис. 2.27) представляет собой подкрепленную внутри чашу 5, отштампованную из дуралюминового листа. В крышке имеется окно 4, по конструкции аналогичное другим окнам пассажирской кабины. Герметизация крышки обеспечивается наружным 11 и внутренним 9 резиновыми профилями. Механизм запирания крышки аварийного выхода состоит из двух тяг 7 со штырями 10, качалки 12 с осью 14, наружной 13 и внутренней 16 ручек. При повороте одной из ручек вместе с. ней вращается ось с качалкой, передавая движение на тяги и штыри. При запирании механизма штыри входят в гнезда 2 в окантовке аварийного выхода и удерживаются в закрытом положении пружинами 8. Кроме того, механизм в закрытом положении стопорится защелкой 15, Предотвращающей открытие аварийного выхода снаружи при стоянке самолета. В полете защелка должна находиться в открытом положении «Откр.». Люки багажных помещений Люки багажных помещений предназначены для их загрузки и разгрузки. Люки располагаются в нижней части фюзеляжа справа между шпангоутами № 25— 28 и 57—60. Крышки люков открываются внутрь фюзеляжа и сдвигаются в сторону. Крышка (рис. 2.28) выполнена в виде подкрепленной изнутри штампованной чаши 8 из материала Д16-Т. По кромке крышки приклеен резиновый профиль герметизации. Крышка подвешивается к фюзеляжу на двух качающихся подвесках 2, с помощью которых крышка выводится из окантовки люка и на роликовых каретках 3 откатывается по рельсам 4 в специальную нишу фюзеляжа. 32 Рис. 2.27. Аварийный выход: 1—шпангоут фюзеляжа; 2—гнездо штыря; 3-механизм запирания аварийного выхода-4— окно; 5—чаша; 6—внутренняя обшивка; 7—тяга; 8—пружина; 9, 11—профили герметизации; 10—штырь; 12—качалка 13—наружная ручка; 14—ось качалки; 15— защелка; 16—внутренняя ручка Рис. 2.28. Крышка люка переднего багажного помещения: 1—внутренняя обшивка; 2—подвеска; 3—каретка; 4— рельс; 5—штырь; 6—тяга; 7— механизм; 8—чаша: 9—поперечная балка шпангоута; 10—качалка; 11—ручка 33 Люк заднего технического отсека Люк заднего технического отсека расположен с правой стороны фюзеляжа между шпангоутами № 68—71. Крышка люка 1 (рис. 2.29) посредством узлов 2 шарнирно навешивается на фюзеляже. В закрытом положении крышка запирается замком 3. Замок состоит из корпуса 12, в котором, установлена ось 9 с рычагом 22 и штырь 13. На концах оси находятся наружная 14 и внутренняя 5 ручки. Связь наружной ручки с осью осуществляется посредством шлицевого соединения 15, позволяющего вводить ручку в ее гнездо после запирания замка. Рычаг заканчивается вилкой 23, которая охватывает палец 24 толкателя 25 штыря. Штырь в закрытом положении входит в гнездо окантовки люка и удерживается пружиной 20. Замок при необходимости запирается на ключ. Крышка открывается внутрь и стопорится в открытом положении с помощью замка, состоящего из штыря 26, рычага 29 и пружины 28. Штырь установлен в направляющей втулке 27. Рис. 2.29. Крышка люка заднего технического отсека: 1—крышка; 2—узлы навески; 3—замок; 4, 7—гайки; 5—штуцер; 6—уплотнение; 8— внутренняя ручка; 9—ось; 10—цилиндр: 11—крышка корпуса; 12—корпус замка; 13. 26— штыри; 11—наружная ручка; 15—шлицевая ось наружной ручки; 16—чаша; 17, 21— шайбы; 18, 19, 20, 26—пружины; 22, 29—рычаги; 23—вилка рычага: 24— палец; 25— толкатель; 27—втулка 34 Механизм запирания крышки состоит из двух тяг 6 со штырями 5, качалки 10 и ручки 11, расположенной снаружи крышки. При повороте ручки движение через качалку и тяги передается на штыри, которые в закрытом положении механизма входят в гнезда, имеющиеся на окантовке люка. Ручка в закрытом положении механизма запирается ключом. Для доступа к механизму запирания и узлам крепления подвески на внутренней стороне крышки имеются две съемные панели. Полы кабин и багажных помещений Пол кабин (рис. 2.30) состоит из каркаса и настила. Каркас пола выполнен из балок шпангоутов 2 и продольных балок 1. В зоне пассажирских салонов установлены четыре продольные балки — рельсы из сплава В95, к которым крепятся блоки пассажирских кресел. Рельсы закреплены на балках шпангоутов, а в зоне крыла — на балках, установленных на верхней панели центроплана. Настил пола кабин между шпангоутами № 4—5 и 8 выполнен из дуралюминовых листов, далее из панелей, состоящих из двух фанерных листов 5, 7, между которыми вклеен заполнитель 6 из пенопласта. По контуру панель окантована сосновыми рейками 8. Панели крепятся к балкам шпангоутов болтами и анкерными гайками. Между панелями и балками проложены для шумопоглощения резиновые профили 9, приклеенные к балкам. В панелях пола имеются люки для доступа в багажные помещения и легкосъемные лючки для доступа к оборудованию, размещенному под полом. Настил полов в багажных помещениях выполнен из панелей, состоящих из пенопласта, армированного сверху дуралюминовыми, а снизу фанерными листами. Эти панели опираются на диафрагмы шпангоутов 3 и крепятся к ним болтами и анкерными гайками. Рис. 2.30. Пол кабин: а—общий вид; б—сечение рельса; в—сечение панели пола; 1—рельсы для крепления блоков пассажирских кресел; 2—балки шпангоутов; 3—диафрагма шпангоутов; 4—панели пола; 5, 7—фанера; 6—пенопласт; 8—сосновая рейка; 9—резиновый профиль 35 2.4. КРЫЛО Крыло служит для создания подъемной силы и обеспечивает поперечную устойчивость самолета; внутренний объем крыла используется для размещения топлива. Крыло кессонной конструкции, стреловидной формы в плане. Оно состоит из центроплана и двух отъемных частей крыла (ОЧК), состыкованных по нервюрам № 14 (рис. 2.31). Крыло имеет механизацию: закрылки 12, 15, предкрылки 2, 4, 6, интерцепторы 10, 13, 14. На крыле крепятся главные ноги шасси и гондолы, в которые они убираются в полете, а также установлены элероны 8 и аэродинамические перегородки 9. Носовая часть крыла снабжена воздушно-тепловым и электротепловым противообледенительным устройством. Теплый воз дух в носок центроплана подается от компрессоров двигателей самолета. Силовой частью крыла является кессон 3, 5, воспринимающий основные нагрузки, действующие на крыло. Носок и хвостовая части крыла воспринимают только местные воздушные нагрузки и передают их на кессон. Поскольку носок и хвостовая часть не является силовыми частями крыла, на участках, не обтекаемых воздушным потоком, — внутри фюзеляжа, внутри гондол шасси — они не ставятся. Рис. 2.31. Схема крыла: 1—носовая часть (носок) центроплана; 2—внутренний предкрылок; 3—кессон центроплана; 4—средний предкрылок; 5—кессон ОЧК; 6—внешний предкрылок; 7— концевой обтекатель; 8—элерон; 9—аэродинамическая перегородка; 10—элерон- интерцептор; 11—хвостовая часть ОЧК;12—внешний закрылок; 13—средний интерцептор; 14—внутренний интерцептор; 15—внутренний закрылок; 16—хвостовая часть центроплана Стреловидность крыла увеличивает величину критического числа М; она составляет по линии 1/4 хорд 35°. На участках крыла, примыкающих к фюзеляжу, стреловидность составляет 41°. Увеличение стреловидности в корневой части крыла связано с необходимостью компенсировать увеличение относительной толщины профиля крыла на этом участке. Крыло имеет геометрическую крутку — его сечения постепенно поворачиваются, по мере удаления от оси самолета, в сторону отрицательных углов. Благодаря геометрической крутке повышается максимальный коэффициент качества крыла и достигаются большие углы атаки без срыва потока. Относительная толщина профиля крыла меняется по размаху от максимальной у фюзеляжа до минимальной на концах. На конце крыла установлены тонкие, но более 36 несущие профили это наряду с геометрической круткой позволяет предотвратить концевой срыв воздушного потока на значительных углах атаки. Рис. 2.32. Схема расположения люков крыла: а—правое крыло, вид сверху; б—левое крыло, вид снизу; 1— топливомер № 1 и датчик заправки кессона № 2; 2—крепление носка; 3—воздухо-воздушный радиатор (ВВР) и турбохолодильник (ТХ); 4—краны заправки;. 5—топливомер № 4 кессона № 2; 6— топливомер № 2 кессона № 3; 7—индукционный датчик; 8— топливомер № 5 кессона № 3; 9—топливный насос № 5; 10—топливный насос № 2; 11—топливный насос № 4; 12— топливный насос № 6; 13—сигнализатор давления СДУ1-0.18; 14—топливомер М 2 и датчик компенсации № 2 кессона № 2; 15—топливомер № 3 кессона № 2; 16—заливная горловина; 17—заземление заправочного пистолета: 18— топливомер № 1 и датчик заправки кессона № 3; 19—топливомер № 3 кессона № 3; 25—топливомер № 4 кессона № 3; 21—крепление подъемника; 22—управление элерон-интерцептором; 23—рулевой привод РП-55; 24—топливомер № 6 кессона № 3; 25—монтажный люк; 26—люк под плот; 27—управление элероном и интерцептором; 28—механизм закрылка; 29—масленка; 30— навеска элерона; 31—подход к ВВР; 32—подход к турбохолодильнику; 33—люк распределительной коробки (РК) противообледенителя; 34—управление предкрылками; 35—сигнализатор давления насоса № 7; 36—электрожгут предкрылка; 37—заземление заправочного пистолета; 38—кран для слива топлива; 39—кран для слива топлива в полете; 40—топливный насос № 7; 41—мерная линейка; 42—дренаж коробки топливомера; 43—топливный насос № 1; 44—топливный насос вспомогательной силовой установки: 45— топливный насос № 3; 46—топливный насос № 6; 47—дренаж заливной горловины; 48—топливный насос № 8; 49—сигнализатор давления насоса № 8; 50— рулевой привод РГГ-59; 51—крепление обтекателя: 52—дренаж коробки компенсации: 53—рулевые приводы РП-57 и РП-58; 54—управление элероном; 55—трубка для слива топлива при переполнении бака; 56—крепление концевого обтекателя и крышек лючков; 57—крепление люка; 58—монтажный люк на левом крыле и кран управления сливом топлива на правом крыле; 59—агрегаты топливной системы на левом крыле и привод закрылков на правом крыле; 60—управление закрылками; 61—замок предкрылка 37 Профиль крыла у корня имеет отрицательную кривизну, тем самым обеспечивается благоприятная интерференция между крылом и фюзеляжем. В целях обслуживания агрегатов и узлов, расположенных внутри крыла, а также из технологических соображений крыло имеет большое количество люков (рис. 2.32). Центроплан Центроплан состоит из кессона, носовой и хвостовой частей. На центроплане установлены внутренние закрылки, внутренние предкрылки, внутренние интерцепторы и шторки; на нем крепятся главные ноги шасси и их гондолы. Носок центроплана от борта фюзеляжа до предкрылка оборудован воздушно-тепловым противообледенителем. Кессон Продольный набор кессона образован (рис. 2.33) тремя лонжеронами: передним 1, средним 5 и задним 15 истрингерами 7; поперечный набор состоит из 29 нервюр 2. Внутренний объем выполнен герметическим и образует кессон-баки, которые заполняются топливом. Рис. 2.33. Центроплан крыла: 1—передний лонжерон; 2—нервюры; 3—съемный носок (первый); 4— съемный носок (второй); 5—средний лонжерон; 6—внутренний предкрылок; 7—стрингеры; 8— съемная панель; 9—профили разъема; 10— внутренний закрылок; 11—внутренний интерцептор; 12—хвостовая часть; 13—нервюра № 3; 14—профиль; 15—задний лонжерон; 16—балка механизма закрылка; 17—стыковая стойка; 18—нервюра № 14; 19—узлы крепления центроплана к фюзеляжу Лонжероны центроплана балочного типа. Они состоит из верхнего и нижнего поясов и стенки, подкрепленной стойками. Стойки служат также для крепления нервюр к лонжеронам. Стенки к поясам лонжеронов и стойкам приклепываются, стойки с поясами соединяются болтами. Пояса лонжеронов изготовлены из сплава Д16А-Т1, стенки—из сплава Д16А-ТН. Участки лонжеронов, ограничивающие кессон-баки, выполнены герметичными. 38 В стенках переднего и среднего лонжеронов между нервюрами № 1—2 имеются технологические люки. В плоскости бортовых нервюр № 3 лонжероны имеют стыки. В стыках установлены штампованные из сплава АК6 узлы 19, верхние части которых служат для крепления центроплана к шпангоутам фюзеляжа. Стрингеры кессона выполнены из прессованных профилей двутаврового сечения. Материал стрингеров — алюминиевый сплав В95-Т1. Стрингеры № 12 и 25 верхней части центроплана сделаны усиленными. Нервюры кессонной части центроплана имеют балочную конструкцию. По оси симметрии самолета расположена нулевая нервюра, справа и слева от нее — нервюры № 1, затем нервюры № 2 и т. д. Заканчивается центроплан нервюрами № 14. Нервюры № 3 и 14, ограничивающие кессон-бак, герметические. На самолете Ту-154А передний и задний лонжероны выполнены герметичными по всей длине, средний лонжерон—на участке между нервюрами № 3; на самолете Ту-154 герметичными сделаны эти же, участки лонжеронов, за исключением переднего лонжерона между нервюрами № 3. Это связано с тем, что на самолетах первых выпусков центроплан между передним и средним лонжеронами и нервюрами № 3 не является кессон-баком. Нервюры № 11 и 13, воспринимающие усилия от главных ног шасси, сделаны силовыми. Типовая, нервюра состоит из верхнего и нижнего поясов и стенки, подкрепленной стойками. Стенка со стойками и поясами склепывается, а в некоторых случаях соединяется болтами. Стенки негерметических нервюр имеют отверстия для облегчения. Для доступа в кессон-бак в стенках нервюр № 14 сделано по два люка, закрытых легкосъемными герметическими крышками. Нервюры № 11 и задняя часть нервюр № 13 штампуются из сплава АК6, передняя часть нервюры № 13 аналогична по конструкции типовым нервюрам. Обшивка выполнена из листов алюминиевого сплава В95А-Т1НВ (верхняя) и Д16А-Т1В (нижняя), обработанных химическим фрезерованием. При сборке центроплана обшивка и стрингеры предварительно склепываются в панели. Верхняя поверхность кессона образована из семи технологических и двух съемных панелей; нижняя поверхность — из шести технологических панелей. Съемные панели 8 предназначены для доступа внутрь кессона при сборке и ремонте центроплана. Эти панели проходят над средним лонжероном центроплана от нервюры № 3 до нервюры № 14. Панели по нервюрам № 14 заканчиваются профилями разъема 9, а по нервюрам № 3 — профилями стыка. Профили разъема и профили стыка изготовлены из материала Д16-Т и крепятся к панелям болтами. Панели крепятся с помощью болтов к поясам лонжеронов и к стрингерам, проходящим в местах стыка панелей, и соединяются между собой по профилям стыка. Технологические панели, кроме того, крепятся к нервюрам. Для этой цели прилегающие к нервюрам полки стрингеров приклепываются к поясам нервюр, а обшивка панелей в некоторых пролетах между стрингерами крепится болтами при помощи прессованных уголков. Герметизация кессон-бака. Кессон-бак герметизируется самовулканизирующимися герметиками У-30МЭС и УТ-32, которые наносятся в три этапа: внутришовная, внешовная и поверхностная герметизация. Каждый этап герметизации самостоятельно обеспечивает герметичность кессон-бака, а в совокупности они повышают надежность герметизации. Внутришовная герметизация 1 (рис. 2.34) осуществлена путем нанесения пастообразного герметика У-30МЭС на поверхности всех соприкасающихся деталей, например на поверхности прилегания стрингеров к обшивке, поясов лонжеронов к обшивке и стенкам лонжеронов и т. д. Внешовная герметизация 2 достигается путем 39 нанесения жгутиков из герметика У-30мэс и кистевым покрытием герметиками УТ-32 или У-30МЭС болтовых и заклепочных швов изнутри кессона. Поверхностная герметизация 3 выполнена путем двукратного полива жидким герметикой УТ-32 всей внутренней поверхности кессон-бака. Рис. 2.34. Герметизация кессон-бака: а—типовая герметизация болтового соединения; б—типовая герметизация заклепочного соединения;1—внутришовная герметизация; 2—внешовная герметизация; 3— поверхностная герметизация Из эксплуатационных соображений все монтажи выведены за пределы кессон-бака, чем исключается необходимость вскрытия его при выполнении монтажных и демонтажных работ, а болты, как правило, поставлены головками изнутри кессона. |