Лекции по военной кафедре
Подождите немного. Документ загружается.
На рисунке 1.1 показано размещение элементов управления и контроля работы
воздушной системы, где 1 - пневматический агрегат управления УП139А; 2 -
пневматический агрегат управления УП33/1 для включения торможения колеса передней
стойки шасси; 3 - пневматический агрегат управления У139А противообледенительной
системы фонаря; 4-пневматический агрегат управления УП25/2; 5 - пневматический
агрегат управления У135; 6 - зарядный вентиль 652200A-I6 аварийной системы; 7 -
зарядный вентиль 652200-14 основной системы; 8 - электропневмоклапан 695000 сброса
ускорителей; 9, 10 - электропневмоклапаны 695000М открывания створок контейнера и
сброса тормозного парашюта.
Предотвращение чрезмерного увеличения давления в исполнительных магистралях
при выходе из строя редукторов осуществляется предохранительными клапанами 6 в
соответствии с рисунком 2.1.
основные технические данные
Объем воздушных емкостей основной системы (три баллона и
две емкости в стойках шасси), л
12,8
6
Объем воздушных емкостей аварийной системы (два шаровых
баллона), л
2,6
Давление в воздушных баллонах основной и аварийной систем,
105 Па
110
-I30
Командное давление в системе торможения, 105 Па 9,5
+0,5
Давление в тормозной магистрали колеса KT-I02 передней
стойки шасси, 105 Па
15-
2
Давление в тормозной магистрали колес КТ-92Д главных стоек
шасси, 105 Па
19+
1
Давление в аварийной тормозной магистрали колес КТ-92Д
главных стоек шасси, 105 Па
17,5
+0,5
Давление в системах управления тормозным парашютом и
сбросом ускорителей, 105 Па
50
Давление в противообледенительной системе фонаря, 105 Па 3
Назначение, схема, основные тех. хар-ки и принцип работы
МАГИСТРАЛИ ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ
Магистраль высокого давления воздушной системы самолета предназначена для
обеспечения исполнительных систем сжатым воздухом с рабочим давлением. Она
включает: воздушные баллоны, бортовой зарядный штуцер, воздушный фильтр, обратный
клапан, зарядные краны, манометр 2M-I50K, редуктор РВ-50M/1.
Баллоны являются емкостями источника энергии - сжатого воздуха на самолете.
Сжатый воздух основной системы находится в двух сферических воздушных баллонах
вместимостью 2 л каждый, в одном воздушном баллоне вместимостью 4,4 л и в двух
воздушных полостях вместимостью 2,23 л каждая, расположенных в корпусах главных
стоек шасси. В аварийной системе установлены два сферических воздушных баллона
емкостью 1,3 л каждый.
Все шаровые баллоны изготовлены из стали 30XГCA. На каждом баллоне имеются
узлы крепления и штуцеры для подсоединения трубопроводов системы. В целях контроля
за состоянием баллонов они периодически проверяются инспекцией котлонадзора в
установленные сроки. Трафареты на баллонах содержат их краткие характеристики и дату
следующей проверки.
Эксплуатировать баллоны, у которых истек срок проверки инспекцией котлонадзора,
запрещается. Шаровые баллоны установлены в корневых частях консолей крыла.
Бортовой зарядный штуцер (арт. 642800) предназначен для подсоединения шланга
аэродромного баллона или воздухозаправщика при зарядке воздушной системы самолета.
Для предохранения системы от попадания в нее грязи и влаги штуцер после зарядки
системы закрывается заглушкой, которая контрится плоской пружиной.
Воздушный фильтр предназначен для очистки воздуха, поступающего в баллоны, от
механических частиц, грязи, масла. Фильтрующим элементом является набор войлочных
шайб, сеток и опор, заключенных в металлическом корпусе.
Зарядные краны "Зарядка сети" и "Зарядка аварийного баллона" предназначена для
запирания соответственно основных и аварийных воздушных баллонов. Они открываются
только при зарядке системы. Краны вентильного типа.
Редуктор PB-50М/1 (рис. 2.1) предназначен для понижения давления воздуха,
поступающего из баллонов в исполнительные магистрали, до рабочего давления 50*105
Па. Редуктор состоит из корпуса со штуцерами подвода 4 и отвода 7 воздуха,
редукционной пружины 1, мембраны 2, толкателей 3, клапана 5 с возвратной пружиной и
предохранительного клапана 6.
Работа редуктора заключается в следующем. При отсутствии давления воздуха за
редуктором (под мембраной) толкатели 3 удерживают клапан 5 в открытом положении,
так как усилие редукционной пружины 1 больше усилия возвратной пружины клапана 5.
Воздух свободно проходит через клапан в подмембранную полость и к штуцеру отвода 7.
При повышении давления под мембраной она прогибается вверх, сжимая редукционную
пружину и освобождая толкатели. Как только давление под мембраной достигает 50*105
Па, на которое оттарирована редукционная пружина, толкатели освободят клапан, и он
возвратной пружиной прижмется к седлу, и поступление воздуха прекратится. При
расходе воздуха давление под мембраной понижается, и цикл работы редуктора
повторяется.
Агрегаты магистрали высокого давления установлены в нише уборки колеса правой
стойки шасси.
Назначение, схема, основные тех. хар-ки и принцип работы
МАГИСТРАЛЬ ОСНОВНОГО ТОРМОЖЕНИЯ КОЛЕС ШАССИ
Тормозная система шасси предназначена для торможения колес шасси в целях
уменьшения длины пробега самолета при посадке, выдерживания направления разбега
самолета при взлете и для маневрирования на земле при рулении. Она включает
следующие агрегаты /3/:
- пневматический агрегат управления У135;
- пневматический агрегат управления У139А;
- пневматический агрегат управления УП24/2;
- пневматический агрегат управления УП24/1 в системе торможения переднего
колеса шасси;
- пневматический агрегат управления УП33/1 для включения торможения колеса
передней стойки шасси;
- три электромагнитных клапана УП-53/1М;
- двухстрелочный манометр MB-12;
- выключатель УП-22;
- два аварийных клапана 563600А.
Агрегаты УП-53/1М, УП-22 совместно с инерционными датчиками УА-24/2М-10
переднего колеса KT-I02, с УА-27А-9 для правого главного колеса и УА-27А-10 - для
левого главного колеса имеют свою электрическую цепь и обеспечивают расторможение
соответствующего колеса при уменьшении угловой скорости колес ниже допустимого
предела.
Торможение производится нажатием на тормозной рычаг (рис. 1.1), установленный
на ручке управления самолетом (РУС), который связан тросом с двуплечим рычагом
пневматического агрегата управления У139А(ПУ7).
При нажатии на тормозной рычаг на ручке управления самолетом движение
передается на толкатель 1, при этом сжимается редукционная пружина 2, которая
перемещает поршень 3 вниз. Поршень, упирающийся своим седлом в большой клапан
выпуска 4, перемещает этот клапан до упора в малый клапан выпуска 5. В этом положении
клапаны выпуска и впуска закрыты и, следовательно, воздух не поступает в тормозную
систему и не выходит из нее.
При дальнейшем движении толкателя 1 вниз и увеличении силы сжатия
редукционной пружины 2 открывается малый клапан впуска 7. После этого сжатый воздух
через штуцер А, нижнюю и среднюю полости поступает через штуцер Б в тормозную
систему. Начинается процесс торможения колес. При открытии малого клапана впуска 7
давление воздуха под большим клапаном впуска 6 сразу резко падает, так как в нижнюю
полость воздух поступает через небольшое дроссельное отверстие. Вследствие разности
давлений над большим клапаном впуска и под ним, превышающей силу сжатия его
возвратной пружины, большой клапан впуска открывается, что значительно ускоряет
процесс торможения колес шасси.
Поступление воздуха в тормозную систему прекратится тогда, когда в средней
полости 9 давление возрастет и поршень приподнимется сжимая редукционную пружину.
За поршнем будут подниматься также клапаны впуска, и они закроются. При этом силы,
действующие на поршень сверху (сила обжатия редукционной пружины) и снизу (усилие
от давления воздуха), будут уравновешены. Чем сильнее нажат толкатель, тем большее
давление необходимо для восстановления равновесия. Давление в тормозной системе
будет, следовательно, определяться усилием толкателя 1, которое зависит от степени
нажатия на тормозной рычаг на РУС.
Если отпустить тормозной рычаг (уменьшить усилие на толкатель), то под
действием разности давлений воздуха поршень переместится вверх. При этом вначале
откроется малый клапан, а затем и большой клапан выпуска, увеличивая тем самым
проходные сечения для стравливания воздуха в атмосферу. При полном снятии усилия с
тормозного рычага (освобождении толкателя) колеса полностью растормаживаются.
Малые клапаны впуска и выпуска обеспечивают чувствительность (малую ошибку
регулирования) агрегата управления У139А, а большие клапаны - быстродействие при
торможении и растормаживании колес шасси.
Максимальное тормозное давление пневматическим агрегатом управления У139А
регулируется винтом на двуплечем рычаге, нажимающем на толкатель.
ПРИ ЭКСПЛУАТАЦИИ ВОЗДУШНОЙ СИСТЕМЫ САМОЛЕТА
ВСТРЕЧАЮТСЯ СЛЕДУЮЩИЕ НЕИСПРАВНОСТИ:
- трещины, потертости трубопроводов; причиной этих неисправностей
трубопроводов являются вибрации элементов конструкции планера, ударные нагрузки при
посадке и взлете, монтажные и температурные напряжения; трубопроводы с трещинами
заменяются новыми;
- нарушение внешней герметичности системы; признаком внешней
негерметичности являются утечки воздуха через уплотнения в агрегатах, в трубопроводах;
неисправность причин проявляется, главным образом, из-за некачественной работы
неметаллических уплотнительных деталей, усыхания и истирания уплотнений, потери их
эластичности и т.п. Негерметичность системы определяется на слух и по времени падения
давления воздуха в системе; негерметичность системы устраняется заменой уплотнений;
- обрыв нитей троса управления агрегатом управления У139А; неисправность
появляется из-за истирания троса, особенно в местах перегиба с малым радиусом
кривизны; обрыв нитей определяется по заершенности троса; трос с оборванными нитями
заменяется новым.
Все перечисленные неисправности воздушной системы легко могут быть выявлены
и устранены инженерно-техническим составом при проведении осмотров и выполнении
регламентных работ.
ПРИ ОСМОТРАХ ПРОВЕРЯЕТСЯ:
- внешняя герметичность воздушной системы на слух на отсутствие травления
воздуха из агрегатов и трубопроводов, а также по времени падения давления в системе (по
манометрам в кабине);
- качественное состояние и надежность крепления агрегатов и трубопроводов:
отсутствие вмятин, потертостей, касаний о другие детали, целость контровки гаек,
штуцеров, аварийного крана шасси, крана аварийного торможения;
- работа тормозной системы на четкость и одновременность торможения и
растормаживания;
- зарядка системы сжатым воздухом по показаниям манометра.
ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА
Топливная система самолета предназначена для размещения топлива и подачи его к
насосам двигателя в достаточном количестве и с достаточным давлением на всех режимах
полёта, установленных для данного самолета.
Основные требования, которым должна удовлетворять топливная система (т.с.):
- границы высотности т.с. должны превышать максимальную высоту полета,
установленную для самолета данного типа;
- т.с. должна быть надежной в работе и максимально безопасной в пожарном
отношении; . .
- выработка топлива из баков должна быть полной и не вызывать нарушения
заданной центровки самолета» управление выработкой должно быть в максимальной
степени автоматизировано;
- нагрев конструкции самолета при полете на больших сверхзвуковых скоростях и за
счет внутренних источников тепла не должен вызывать повышения температуры топлива,
находящегося в баках, и трубопроводах т.с., и температурных напряжений в
трубопроводах и агрегатах системы выше установленных пределов;
- соединения трубопроводов между собой и с агрегатами системы должны быть
герметичными;
- материал всех элементов системы должен быть устойчив против химического
воздействия топлива ;
- в кабине летчика должны быть установлены приборы и сигнальные устройства,
обеспечивающие надежный контроль за работой топливной системы и за количеством
израсходованного и оставшегося топлива в баках ;
- размещение агрегатов т.с. должно обеспечивать хороший доступ к ним для
контроля за их техническим состоянием и допускать быструю смену и их ремонт.
ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА И ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ ТОПЛИВНОЙ
СИСТЕМЫ
Топливная система самолета МИГ-21 полузакрытого типа. Поддавливание
осуществляется воздухом под давлением скоростного напора и от компрессора двигателя.
Топливо размещено в шести фюзеляжных резинотканевых баках (баки № 2,3,4,5,6 ) ,
четырех крыльевых баках, металлическом надфюзеляжном баке № 7 и подвесном баке.
Все баки связаны между собой трубопроводами заправки, перекачки и дренажной
магистрали.
Топливные баки по очередности выработки топлива разделены на три группы
ТОПЛИВНЫЕ СИСТЕМЫ САМОЛЕТА
Цель работы : '
- изучить назначение, характеристику и особенности работы топливных систем,
основные данные; устройство и работу исполнительных магистралей топливной системы
самолета МИГ-21; .-- в результате изучения темы студенты должны :
знать устройство и работу исполнительных магистралей, порядок выработки
топлива ;
уметь использовать полученные знания для приобретения практических навыков
по эксплуатации авиационной техники. Материальное обеспечение :
- самолет МИГ-21;
- стенд "Топливная система";
- Планшет "конструкция самолета";
- планшет "Кабина самолета" ;
- схемы "топливные баки", "агрегаты топливной системы",
"магистраль командного топлива", "исполнительные магистрали";
- монтажи агрегатов.
Топливная система самолета предназначена для размещения топлива и подачи
его к насосам двигателя в достаточном количестве и с достаточным давлением на
всех режимах полёта, установленных для данного самолета.
Основные требования, которым должна удовлетворять топливная система (т.с.):
- границы высотности т.с. должны превышать максимальную высоту полета,
установленную для самолета данного типа;
- т.с. должна быть надежной в работе и максимально безопасной в пожарном
отношении; . .
- выработка топлива из баков должна быть полной и не вызывать нарушения
заданной центровки самолета» управление выработкой должно быть в максимальной
степени автоматизировано;
- нагрев конструкции самолета при полете на больших сверхзвуковых скоростях и за
счет внутренних источников тепла не должен вызывать повышения температуры топлива,
находящегося в баках, и Трубопроводах т.с., и температурных напряжений в
трубопроводах и агрегатах системы выше установленных пределов;
- соединения трубопроводов между собой и с агрегатами системы должны быть
герметичными;
- материал всех элементов системы должен быть устойчив против химического
воздействия топлива ;
- в кабине летчика должны быть установлены приборы и сигнальные устройства,
обеспечивающие надежный контроль за работой топливной системы и за количеством
израсходованного и оставшегося топлива в баках ;
- размещение агрегатов т.с. должно обеспечивать хороший доступ к ним для
контроля за их техническим состоянием и допускать быструю смену и их ремонт.
ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ СХЕМА И ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ ТОПЛИВНОЙ
СИСТЕМЫ
Топливная система самолета МИГ-21 полузакрытого типа. Поддавливание
осуществляется воздухом под давлением скоростного напора и от компрессора двигателя.
Топливо размещено в шести фюзеляжных резинотканевых баках (баки № 2,3,4,5,6 ) ,
четырех крыльевых баках, металлическом надфюзеляжном баке № 7 и подвесном баке.
Все баки связаны между собой трубопроводами заправки, перекачки и дренажной
магистрали.
Топливные баки по очередности выработки топлива разделены на три группы (рис.
1).
Очередность выработки топлива, необходимая для сохранения центровки самолета в
заданных пределах, обеспечивается клапанами, установленными в баках № 2,3,7.
Управление клапанами осуществляется системой командного давления топлива. Для
питания двигателя топливом в условиях перевернутого полета и при действии отрица-
тельных перегрузок в нижней части бака № 3 установлен отсек отрицательных перегрузок.
Фюзеляжные баки поддавливаются сжатым воздухом, отбираемым от компрессора
двигателя с избыточным давлением 0,21 + 0,23 кгс/см2 ,
Подача топлива из фюзеляжных баков в расходный бак № 3 и из расходного в
двигатель осуществляется электронасосами, установленными в баках № 2,3,4.
Контроль за выработкой топлива из баков осуществляется по загоранию в кабине
сигнальных ламп, датчиками которых являются сигнализаторы СД-3 и СДУ-2-0,35. Для
контроля за остатком топлива установлен расходомер РТС-I6 с указателем в кабине. В
баке № 5 установлен датчик сигнализации аварийного остатка топлива, равного 450 - 50
л.ОСТАТОК 450 Л УКАЗАТЕЛЬ РАСХОДОМЕРА ВЫРАБОТКА П.Б. ПОДВЕСКА П.б.
Дроссели создают повышенное давление за насосом, обеспечивающее устойчивую
работу сигнализатора СД-3 и заданный темп выработки топлива:
- снижают колебания давления в системе на различных режимах работы источников
давления и системы;
- обеспечивают независимую работу отдельных ветвей трубопроводов системы,
получающих давление от одного источника,
Топливные баки являются емкостями для размещения необходимого количества
топлива (рис. 1).
Баки № 2,3,4,5,6 - двухслойные, из керосиностойкой резины толщиной 0,5 мм и
привулканизированной ткани АХКР. Баки подвешены В контейнерах и крепятся к
конструкции фюзеляжа с помощью штырей. В местах установки арматуры станки баков
усилены. Мягкие баки могут располагаться на самолете в местах с самыми неудобными
контурами и устанавливаться через отверстия небольшого размера; на них не влияет
вибрация и коррозия; при ударе о землю почти никогда не разрываются; при простреле
отверстия в их стенках получаются относительно меньших размеров. Бак № 3 имеет отсек
отрицательных перегрузок, который обеспечивает бесперебойную подачу топлива в
двигатель при нулевых и отрицательных перегрузках.
Бак № 7 является накладным, металлическим и своими внешними обводами является
продолжением фонаря кабины летчика; изготовлен • из сплава AM, крепится на
шпангоутах № 13 и № 16.
Крыльевые топливные баки представляют собой герметичные отсеки, образованные
элементами конструкций крыла,
Подвесной бак служит для увеличения емкости топливной системы в целях
повышения дальности и продолжительности полета самолета, он сварной конструкции из
сплава АМГ, подвешивается на специальный пилон с помощью замка бомбодержателя и
рымболта. Внутренняя часть бака делится на два отсека: передний и задний. Выработка
топлива производится путем выдавливания его воздухом с избыточным давлением 0,81 -
0,83 кгс/см2 сначала из заднего отсека, потом из переднего.
Исполнительные магистрали
Питающая магистраль
Питающая магистраль • обеспечивает подачу топлива из бака № 3 в двигатель и его
работу. В питающую магистраль входят (рис.3):
Сигнализатор давления СД-3 служит для контроле за падением давления в
магистрали топливной системы, при падении давления ниже 0,3 кгс/см2 включает
сигнальную лампу в кабине.
Перекачивающие магистрали
Перекачивающие магистрали служат для перекачки топлива из
I и III группы баков в расходный бак. Обратные клапаны на выходе из крыльевых
баков предотвращают перетекание топлива из баков одной ' консоли крыла в другой при
эволюциях самолёта. Обратный клапан на выходе из подвесного бака предотвращает
попадание топлива в подвесной бак при выработке крыльевых баков. Обратный клапан
между баками 2 и 3 предотвращает перетекание топлива из бака 3 во 2 при пикировании
самолета. Перекачка топлива из бака 2 в 3 осуществляется насосом 422А. В трубопроводе
за насосом установлен дроссель диаметром 16 мм, который обеспечивает необходимый
темп выработки топлива для получения оптимальной центровки самолета и удовлетво-
рительной путевой устойчивости (рис. 1).
Контроль за работой насоса и выработкой топлива осуществляется сигнализатором
давления СД-3, который включает в кабине лампочку "I гр. баков". В перекачивающую
магистраль из III группы баков входят: насос 495 А, поплавковый клапан, обратный
клапан, сигнализатор давления СД-3.
Поплавковый клапан регулирует очередность выработки топлива из III группы
баков, установлен на баке № 3 (рис. 5).
При выработке топлива из бака № 3 уровень топлива понижается, поплавок,
опускаясь вниз, открывает клапан, в результате начинается выработка топлива из II гр.
баков. Если темп перекачки топлива в баке № 3 повысится, клапан закрывается.
Обратный клапан препятствует перетеканию топлива из бака № 3 в третью группу
баков, когда насос бака № 4 (495А) не работает. СД-3 сигнализирует о работе насоса 495А
и выработке топлива из III гр. баков.
Дренажная магистраль служит для сообщения баков с атмосферой, что
предотвращает смятие баков по мере выработки из них топлива, а также исключает
появление большого разряжения в баках при пикировании самолета с больших высот при
задросселиванном двигателе. Дренаж фюзеляжных баков осуществляется через бак № 7
скоростным напором из атмосферы.
Патрубок забора воздуха размещен в подкилевой части фюзеляжа слева по полету.
Петлевая труба установлена ниже уровня баков и исключает выброс топлива через
патрубок забора воздуха при эволюции самолета (рис. 6).
Дроссель служит для удаления в атмосферу воздуха, попавшего в трубопровод.
Дренаж подвесного бака осуществляется через магистраль поддавливания. Дренаж
крыльевых баков осуществляется через бак № 7 с помощью дренажного клапана заправки
крыльевых баков. При закрытом дренажном клапане дренаж крыльевых баков осуществ-
ляется через магистраль поддавливания.
Магистраль поддавливания
Магистраль поддавливания - предназначена для повышения высотности топливной
системы, обеспечивает бескавитационную работу насосов на больших высотах полета и
выработку топлива из подвесного и крыльевых баков. Поддавливание осуществляется
воздухом, отбираемым за VI ступенью компрессора.
Поддавливание фюзеляжных баков
Воздух подается через дроссель диаметром 3 мм (для уменьшения давления воздуха,
отбираемого от компрессора) и обратный клапан (O.K.) в дренажный трубопровод (рис. 7).
O.K. с дросселем - служит для исключения стравливания давления через заборный
патрубок.
Предохранительные клапаны - для поддержания необходимой величины
поддавливания 0,21-0,23 кгс/см. Установлены в районе шпангоута № 29 с правой стороны,
закрыты снаружи лючком с сеткой.
Дроссель диаметром 2 мм и ОК блокируют систему поддавливания подвесного бака
от остальных потребителей (рис. 8).
Предохранительные клапаны оттарированы на избыточное давление 0,81-0,83
кгс/см2.
Сигнализатор давления СДУ-2-0,35 служит для контроля за давлением в линии
поддавливания подвесного бака и выработкой топлива , из бака, включает лампу
"Выраб.подв.бака".
OK с дросселем 2 мм блокирует систему поддавливания крыльевых баков от
остальных потребителей (рис. 9).
Предохранительные клапаны оттарированы на избыточное давление 0,19-0,20
кгс/см2 над давлением в фюзеляжных баках. Установлены в корпусе дренажного клапана в
баке № 7 (рис. 10).
При отсутствии давления в командной магистрали топлива клапан открыт и воздух
стравливается в бак № 7, подвод же воздуха осуществляется через дроссель диаметром 2
мм. Избыточное давление воздуха в крыльевых и фюзеляжных баках будет одинаково и
определяется предохранительными клапанами поддавливания фюзеляжных баков, !!!Р =
0,21 * 0,23 кгс/см . Выработка топлива из крыльевых баков не происходит. При подводе
командного давления топлива клапан закрывает стравливание воздуха из линии
поддавливания крыльевых баков в бак № 7, в работу вступают предохранительные
клапаны. В крыльевых баках устанавливается избыточное давление на 0,19-0,20 кгс/см2
больше, чем в фюзеляжных баках, за счет этого обеспечивается перекачка из крыльевых
баков в бак № 2.
Магистраль командного давления топлива: агрегаты, их назначение, конструкция,
работа.
Магистраль командного давления топлива служит для:
- открытия спец. клапана;
- закрытия дренажных клапанов;
- выработки и заправки крыльевых баков и обеспечивает заданную очередность
выработки топлива из подвесного и крыльевых баков.
Основными агрегатами этой магистрали являются: насосы 495 А баков 3 и 4,
поплавковый клапан, спец. клапан, дренажные клапаны выработки и заправки крыльевых
баков, фильтры, обратные клапаны, дроссели (рис. 2).
Насосы 495А баков 3 и 4 создают командное давление топлива путем отбора из
трубопроводов части топлива.
Фильтр служит для очистки топлива от загрязнения, установлен и зоне шпангоута №
19 внизу.
Обратные клапаны блокируют трубопроводы командного давления от падения
давления при выходе из строя одного из насосов. Дроссельное отверстие диаметром 0,8 мм
в обратном клапане служит для стравливания командного давления из трубопроводов
после полета.
Поплавковый клапан предназначен для управления открытием спец. клапана и
закрытием дренажного клапана, в целях обеспечения определенной очередности
выработки топлива из бака № 7, подвесного и крыльевых баков. Состоит: из корпуса с
тремя штуцерами (один на самолете не используется), шариковых обратных клапанов,
кронштейна, рычага с поплавком, плавающих штоков.
При наличии топлива в баке № 7 поплавок поднимается вверх, рычаг нажимает на
плавающие штоки, которые открывают шариковые обратные клапаны. При этом
командное давление топлива через обратные клапаны стравливается в бак № 7 и давления
в командной магистрали не создается.
При выработке топлива из бака № 7 поплавок опускается, обратные клапаны
поочередно закрываются, стравливание в бак № 7 прекращается, давление в командной
магистрали повышается.
Специальный клапан служит для закрытия и открытия трубопровода перекачки
топлива из подвесного и крыльевых баков в бак № 2. Крепится к фланцу бака № 2, состоит
из корпуса, клапана с пружиной, мембраны со скользящей шайбой, шарикового обратного
клапана, дросселя диаметром 0,8 мм.
При отсутствии командного давления топлива клапан пружиной прижат к седлу и
выход топлива в бак * 2 через спецклапан закрыт.
С возрастанием командного давления мембрана, прогибаясь, открывает выход
топлива в бак № 2. Начало открытия спецклапана происходит при командном давлении
топлива, равном 0,3 + 0,1 кгс/см . Дроссель диаметром 0,8 мм с защитной сеткой
(предохраняющей его от засо-рения5 обеспечивает четкое срабатывание мембраны.
Дренажный клапан выработки крыльевых баков
Предназначен для управления подачей воздуха, отбираемого от компрессора
двигателя, в крыльевые баки, что обеспечивает выработку из них топлива в установленной
очередности. Размещен в нише бака № 7. (Работу рассматривали при изучении магистрали
поддавливания крыльевых баков).
Дренажный клапан заправки крыльевых баков
Предназначен для выхода воздуха из передних крыльевых баков дренажную систему
при их заправке топливом.
Установлен в гроте фюзеляжа сзади бака № 7. С момента включения насосов 495 А
дренажный клапан закрывается и перекрывает трубопровод, соединяющий передние
крыльевые баки между собой и с дренажом.
Порядок выработки топлива
Для сохранения центровки самолета в полете и заданных пределах установлена
определенная последовательность выработки топлива из баков, осуществляемая
автоматически без вмешательства летчика. Для этого лётчику необходимо только
включить перед запуском двигателя все насосы топливной системы. Выработка топлива из
системы с подвесным баком осуществляется в такой последовательности (рис.12).
1.Вырабатывается
2.Вырабатывается топливо из подвесного бака (сначала из заднего отсека, потом - из
переднего) с темпом выработки II500 л/ч . По окончании выработки СДУ-2-0,35 включает
лампу "выраб.подв.бака". В боевом полете летчик может сбросить подвесной бак.
3. Вырабатывается топливо из бака № 7. Поплавковый клапан закрывает дренажный
клапан, давление в магистрали поддавливания крыльевых баков возрастает на 0,19*0,20
кгс/см .
4. Вырабатывается топливо из крыльевых баков (сначала из задних. затем из
передних) с темпом выработки 5500 л/ч,
5. Вырабатывается топливо из бака № 7, сливаясь самотеком в баки № I и * 2.
6. Вырабатывается топливо из баков № 1 и № 2 насосом 422А, с темпом выработки
9000-10000 л/ч. После выработки топливе из бака № 2 СД-3 включают лампу "I гр.баков".
Летчик должен выключить насос первой группы баков.
7. Вырабатывается топливо из бака № 3 (насосом 495А).
8. Вырабатывается топливо из баков 4,5,6 насосом 495А с темпом около I4000 л/ч.
После выработки СД-3 включает лампу "3 гр. баков". Летчик должен выключить насос
третьей группы баков.
9. Вырабатывается топливо из бака № 3 насосом 495А.
Порядок выработки топлива из системы без подвесного бака такой же, за
исключением того, что вначале вырабатывается большое количество топлива из бака № 7,
после чего начинается выработка топлива из крыльевых баков.
Указанный порядок выработки топлива из баков обеспечивает наивыгоднейшие
изменения положения центра тяжести самолета, при которых гарантируются необходимая
устойчивость и надежное пилотирование самолета в полете. В начальной стадии полета
обеспечивается задняя центровка, что является наиболее желаемой с точки зрения