содержание .. 3 4 5 6 ..
Самолёт Ту-154. Руководство по эксплуатации и техническому обслуживанию (книга 1, 2005 год) - часть 5
трения перемещение гайки по винту осуществлено на шариках. Шарики 4 заполняют в
гайке две секции, каждая из которых образует замкнутую цепочку шариков. На внешней
поверхности гайки сделано два обводных канала
(по одному на каждой секции),
замыкающих контур, по которому катятся шарики при работе винтовой пары. При
вращении винта и движении по нему гайки шарики перемещаются по контурам,
образуемым резьбой винта и гайки, и трение скольжения заменяется трением качения.
Рис. 3.46. Гермовывод трансмиссии:
1—фланец; 2—соединение фланца с гермоузлом; 3—вал трансмиссий; 4—трубчатая
заклепка; 5—втулка; 5—пробка; 7—корпус гермоузла; 8—манжетное уплотнение; 9—
распорное кольцо
Рис. 3.47. Подъемники закрылков:
а-внутреннего закрылка; б-внешнего закрылка; 1-ведущая шестерня; 2-ведомая
шестерня; 3- телескопический кожух; 4-шарик; 5,9-упоры; 6—вилка; 7—винт; 8—гайка;
10—корпус; 11—серьга
После прохода контура шарики направляются зубом-отражателем по обводному
каналу обратно в начальные витки контура. На гайке закреплена вилка
6, которая
присоединяется к шкворню закрылка. В крайних положениях ход гайки ограничивается
120
упорами 5, 9. Для защиты рабочей поверхности винта от загрязнения винтовая пара
закрыта многозвенным телескопическим кожухом 3. К кронштейнам на конструкции
крыла подъемники присоединяются Карданными серьгами 11. Подъемники внутреннего
закрылка устанавливаются в кронштейнах на балке хвостовой части центроплана крыла.
Подъемники внешнего закрылка устанавливаются в кронштейнах на третьем
лонжероне крыла. Посредством шкворней подъемники присоединяются к средней части
закрылка. Каждый закрылок перемещается двумя винтовыми подъемниками.
Перемещение дефлектора происходит при выпуске закрылка с помощью механизма,
состоящего из качалок 5, 17 (см. рис. 2.47), тяг 4, 6 и связывающего его с крылом и
средней частью закрылка.
Параметры механизма выбраны так, что при перемещении средней части закрылка
обеспечивается такое перемещение дефлектора, которое дает заданную для разных
положений закрылка величину щели. Механизмы дефлектора помещаются в обтекателях
механизмов закрылка.
Хвостик закрылка связан с дефлектором в местах основных механизмов закрылка с
помощью двух тяг (см. рис. 2.47) и качалки, установленной в средней части закрылка.
При выпуске закрылков хвостик перемещается со средней частью и, вследствие
соединения с дефлектором, он отклоняется, поворачиваясь на шарнире относительно
средней части закрылка. Таким образом, при выпуске закрылка положение дефлектора и
хвостика относительно крыла обусловлено положением средней части закрылка, которая
перемещается с помощью винтовых подъемников.
Система сигнализации обеспечивает контроль положения закрылков.
Двухстрелочный индикатор 1 (см. рис. 3.44) положения закрылков на правом и левом
крыльях установлен на верхнем электрощитке пилотов.
При установке рукоятки управления в фиксированные положения — 0°, 28° и 45°
внутренние закрылки должны отклоняться при одновременной работе I и II каналов
системы СПЗ-1А на 2°+10', 28о±1°30' и 45°±1° соответственно. При этом показания
индикатора положения закрылков должны соответствовать углам 0°, 28° и 45°, заданным
рукояткой управления с точностью ±2°30'.
При выпуске (уборке) закрылков рукояткой управления должны гореть две зеленые
лампы, расположенные на верхнем электрощитке пилотов, сигнализирующие о работе
каждого канала управления системы СПЗ-1А.
В случае неправильного положения закрылков при взлете — закрылки убраны или
выпущены не на взлетный угол (взлет должен производиться при отклонении внутренних
закрылков на угол 28°±1о30' по индикатору) в момент установки РУД в положение
взлетного режима включается звуковая сигнализация, запрещающая взлет. На правом и
левом механизмах концевых выключателей МКВ-41 установлено по одному датчику ДС-
10, которые вместе с индикатором ИП-32-05, расположенным на верхнем электрощитке
пилотов, входят в комплект указателя положения закрылков УП-32-05.
3.9. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ПРЕДКРЫЛКАМИ
Система управления предкрылками — электромеханическая и предназначена для
выпуска и уборки предкрылков.
Система управления состоит из электромехаиизма ЭПВ-8П
13
(рис.
3.48),
механической части, включающей трансмиссию и винтовые подъемники 1, 5, 7, системы
управления и сигнализации.
Электромеханизм ЭПВ-8П (рис. 3.49) имеет два электродвигателя, вращение
которых через планетарные редукторы и дифференциальный редуктор, суммирующий
вращение двух одновременно работающих электродвигателей, передается на выходной
вал электромеханизма. Реверсирование двигателей осуществляется переключением фаз
121
обмоток возбуждения. В каждый электродвигатель встроена электромагнитная муфта
сцепления — торможения.
Рис. 3.49. Электромеханизм ЭПВ-8П: 1—электродвигатели АДС-600Т; 2—корпус
редуктора; 3—вал
Электродвигатели подключены к разным цепям питания, что повышает надежность
работы электропривода при отказе одного электродвигателя. Электромагнитная муфта
отключает отказавший электродвигатель от его кинематической цепи, при этом работа
другого обеспечивает прежнюю величину рабочего момента на выходном валу
электромеханизма, но скорость его вращения снижается в два раза. В электромеханизм
встроена многодисковая фрикционная муфта, которая предохраняет электромеханизм и
систему управления от перегрузки. При отказах в системе выпуска или установке на
упоры в подъемниках фрикционная муфта будет пробуксовывать, ограничивая момент,
развиваемый выходным валом.
Для регулировки и проверки системы в обесточенном состоянии выпуск и уборка
предкрылков осуществляются ручным приводом электромеханизма при помощи съемной
рукоятки.
Электромеханизм установлен на угловом редукторе (см. рис. 3.48) правой ветви
трансмиссии.
Трансмиссия предкрылков передает крутящий момент oт электромеханизма
ЭПВ-8П к винтовым подъемникам и обеспечивает синхронный выпуск и уборку
предкрылков на правом и левом крыльях.
Трансмиссия предкрылков смонтирована на первом лонжероне центроплана и
первом лонжероне отъемной части крыла. Трансмиссия состоит из валов
2,
промежуточных опор 8, двух угловых редукторов 10, 14, герметических выводов 11.
Валы трансмиссии представляют собой дуралюминовые трубы, соединение между
которыми осуществляется с помощью шлицевых наконечников и карданов. Конструкция
вала трансмиссии предкрылков аналогична конструкции вала трансмиссии закрылков (см.
рис. 3.45). В трансмиссии применяются три типа валов: с карданами, закрепленными на
обоих концах вала, с карданом, закрепленным на одном конце вала, и без карданов. Кар-
даны служат для связи валов, расположенных друг к другу под углом, и компенсации
монтажных перекосов и допускают угловые перемещения одного вала относительно
другого, что исключает их изгиб и заклинивание при деформации крыла.
Вал с одним закрепленным на нем карданом на втором конце имеет шлицевую
втулку, а вал без карданов имеет две шлице-вые
(втулки, что позволяет валам
122
трансмиссии поступательно перемещаться вдоль своей оси при деформации крыла.
Карданное соединение закрыто чехлом.
Перед установкой чехла карданный узел густо смазывают смазкой ЦИАТИМ-201. На
торце вилки и на фланцевом соединении имеется риска, залитая краской. При установке
карданов риски на выходных вилках карданов должны находиться в одной плоскости.
Промежуточные опоры, на которые опираются валы трансмиссии, представляют
собой корпус, в который установлены самоориентирующиеся шариковые подшипники.
Конструкция промежуточных опор трансмиссии предкрылков аналогична конструкции
опорных кронштейнов трансмиссии закрылков (см. рис. 3.45). Валы трансмиссии
состыковываются между собой на промежуточных опорах. Зазор между торцом шлицевой
втулки вала и гайкой промежуточной опоры должен быть не менее 2 мм. При состыковке
валов с винтовыми подъемниками и редукторами зазор между торцом кардана и
винтовыми подъемником или редуктором должен быть 4 мм.
При монтаже трансмиссии должен быть обеспечен зазор между ее неподвижными
частями и каркасом, а также между другими агрегатами не менее 5 мм.
Рис. 3.50. Риски на валу трансмиссии предкрылков:
1—вал трансмиссии; 2—механизм концевых выключателей МКВ-36
Герметические выводы установлены в местах выхода трансмиссии из
герметического фюзеляжа и аналогичны герметическим выводам трансмиссии закрылков
(см. рис. 3.46).
Редукторы трансмиссии и предкрылков по назначению и конструкции аналогичны
редукторам трансмиссии закрылков. На угловом редукторе 14. (см. рис. 3.48) в правом
крыле установлен электромеханизм
13 привода предкрылков, который посредством
шлицевого соединения связан с редуктором. Рядом, между редуктором
14 и
герметическим выводом 11, установлен механизм концевых выключателей 12.
Механизм концевых выключателей МКВ-36 предназначен для автоматического
выключения электромеханизма ЭПВ-8П при достижении предкрылками крайних
положений.
Моменты выключения электромеханизма зафиксированы рисками
«ВВ»
(выключение верхнее) и «ВН» (выключение нижнее), нанесенными на валу 1 (рис. 3.50)
трансмиссии против стрелки на корпусе механизма МКВ-36. При выключении
электромеханизма трансмиссия стопорится его тормозными муфтами. Перемещение
системы за пределы крайних рабочих положений ограничено упорами в подъемниках.
123
Положение системы на этих упорах зафиксировано рисками «УПВ» (упор верхний
— предкрылки убраны) и «УПН» (упор нижний — предкрылки выпущены), нанесенными
на валу трансмиссии рядом с рисками «ВВ» и «ВН». Стрелки, риски и надписи сделаны
краской. При нормальной работе система не должна доходить до упоров. Система не
должна доходить до верхних и нижних упоров после остановки предкрылков в обоих
крайних положениях при работе двух электродвигателей электромеханизма ЭПВ-8П на
величину; соответствующую углу поворота вала трансмиссии от 230° до 270° или 6,7—7,9
оборота рукоятки ручного привода электромеханизма ЭПВ-8П.
Угловой люфт трансмиссии, замеряемый на внешних подъемниках внешнего
предкрылка, для правой ветви трансмиссии — не более 25°, для левой трансмиссии — не
более 31° поворота ее вала.
Винтовые подъемники предкрылков служат для преобразования вращательного
движения трансмиссии в поступательное движение предкрылков. В системе управления
предкрылками применяются два типа подъемников: на внутренних предкрылках
используются винтовые шариковые подъемники (рис. 3.51) и на средних и внешних
предкрылках используются винтовые подъемники с трапецеидальной резьбой (рис. 3.52).
Подъемники обоих типов шарнирно соединяются с кронштейнами, установленными на
первом лонжероне крыла, а гайки подъемников с помощью карданов соединяются с
соответствующим предкрылком.
Рис. 3.51. Подъемник внутреннего предкрылка:
1—корпус; 2—ведущая шестерня; 3—ведомая шестерня; 4—винт; 5, 9—упоры; 6—
кардан; 7—кожух; 8—гайка; 10—сальник; 11—манжета; 12—подшипник; 13—серьга
Рис. 3.52. Подъемник среднего и внешнего предкрылков:
I—гайка; 2, 8—шестерни; 3—упор; 4—кожух; 5—кардан; 6—вильчатая груба; 7—винт;
9—ведомая шестерня; 10—ведущая шестерня; 11—серьга
124
Винтовой шариковый подъемник внутреннего предкрылка
(см. рис.
3.51)
аналогичен по конструкции подъемнику внутреннего закрылка
(см. рис.
3.47) и
отличается от него габаритными размерами одноименных деталей и наличием карданного
узла крепления подъемника к предкрылку.
Подъемник среднего и внешнего предкрылков (см. рис, 3.52) имеет головку, в
которой размещен двухступенчатый редуктор. Первая ступень образована парой
конических шестерен — ведущей шестерней 10 и ведомой шестерней 9. Вторая ступень
образована парой цилиндрических шестерен — шестерней 8, насаженной с помощью
шлицевого соединения на хвостовик конической шестерни 9, и ведомой шестерней 2,
соединенной с винтом 7 подъемника. Все шестерни установлены в головке подъемника на
шарикоподшипниках. Ведущая шестерня 10 с помощью шлицев соединяется с валом
трансмиссии, и через двухступенчатый редуктор вращение трансмиссии передается винту
7 подъемника. Винт подъемника имеет, трапецеидальную резьбу. По винту перемещается
гайка 1, которая вместе с винтом образует винтовую пару, преобразующую вращение
винта в поступательное перемещение гайки.
На гайке закреплена труба
6 с вилками, с помощью которых к трубе
присоединяется кардан 5. Подъемник соединяется с предкрылком через кардан 5. Ход
гайки ограничивается в крайних положениях упорами 3. Винтовая пара закрыта кожухом
4, защищающим винт от загрязнения. Пространство под кожухом заполнено смазкой.
Внутренняя полость редукторной головки подъемника и полость под кожухом заполнены
смазкой ЦИАТИМ-201 на 2/3 объема. На головке подъемника закреплена серьга 11, с
помощью которой посредством болта подъемник присоединяется к кронштейну
лонжерона крыла. Это соединение имеет масленку для смазки. При установке подъемника
обеспечить свободное качание подъемника под действием собственного веса. Люфт
серьги 11 в направлении оси болта допускается не более 0,3 мм.
Система управления и сигнализации включает переключатель 8 и сигнальную
лампу 9 (см. рис. 3.44), расположенные на верхнем электрощитке пилотов. Управление
предкрылками осуществляется переключателем 8. В убранном положении предкрылков
лампа не горит, при движении предкрылков мигает, и в выпущенном положении
предкрылков сигнальная лампа горит.
На самолетах последних выпусков управление предкрылками осуществляется в
автоматическом или ручном режиме. Режим управления определяется положением
колпачка переключателя ручного управления предкрылками. При закрытом колпачке
включены цепи автоматического управления и выключены цепи ручного управления. При
открытом колпачке выключены цепи автоматического управления и включены цепи
ручного управления.
Управление предкрылками в автоматическом режиме осуществляется совместно с
закрылками путем коммутации цепей управления в механизме МКВ-41 системы
управления закрылками. Механизм МКВ-41 установлен в центроплане и не входит в
комплект системы СПЗ-1А.
При установке рукоятки управления закрылками из положения 0° на любой угол
одновременно с выпуском закрылков происходит выпуск предкрылков.
При установке рукоятки управления закрылками в положение 0°, уборка предкрылков
происходит после полной уборки закрылков.
Управление предкрылками в ручном режиме осуществляется независимо от
положения закрылков переключателем ручного управления (при открытом колпачке),
установленным на верхнем электрощитке пилотов, путем установки переключателя в
положение «Выпуск» или «Уборка».
125
3.10. ОСОБЕННОСТИ ТЕХНИЧЕСКОГО ОБСЛУЖИВАНИЯ СИСТЕМ
УПРАВЛЕНИЯ
Основными работами по техническому обслуживанию систем управления
являются проверка состояния командных рычагов, жесткой и тросовой проводки и других
элементов систем управления; проверка натяжения тросовой проводки и ее регулировка;
замер усилий трения в системах управления; проверка нормальной работы системы
управления; проверка времени полной перекладки механизмов триммирования; замер
люфтов по рулю направления и элеронам; смазка и регулировка систем управления.
При проверке состояния командных рычагов, жесткой и тросовой проводки и
других элементов систем управления обращается внимание на состояние лакокрасочного
покрытия, на отсутствие трещин, ослабление болтов крепления и нарушения контровок,
на исправность лент металлизации и их крепление.
В системе управления самолетом применяются детали, изготовленные из
магниевого сплава МЛ5-Т4. Эти детали более других подвержены воздействию коррозии,
поэтому при обслуживании они должны периодически осматриваться.
При визуальном осмотре внешней поверхности деталей особое внимание
необходимо уделять местам контакта с деталями крепежа, крепления перемычек
металлизации и участкам возможного скопления влаги. При наличии на кронштейнах,
качалках и других деталях управления царапин, задиров и других повреждений защитных
покрытий поврежденная поверхность должна быть зачищена, обезжирена и закрашена.
При проверке состояния командных рычагов необходимо снять крышки на
штурвальных колонках и осмотреть цепи и тросы управления элеронами. Убедиться в их
исправности. Проверить, нет ли на цепях и звездочках системы управления элеронами
потертости цепей, износа зубьев звездочек. Такие дефекты не допускаются.
Расстыковывать звенья цепи или отсоединять ее от наконечников запрещается. В
случае замены тросов управления элеронами проверить после замены соответствие
отклонений элеронов отклонениям штурвалов. Перекрещивание тросов управления
элеронами внутри колонки не допускается, так как в этом случае отклонение элеронов не
будет соответствовать отклонению штурвалов. Если все-таки будет допущено
перекрещивание тросов, то оно может быть обнаружено тем, что вращение штурвала
будет сопровождаться большими и неравномерными усилиями вследствие перекоса цепи
на зубьях звездочки.
При проверке проводки управления необходимо проверить, нет ли на шарнирных
соединениях тяг и тяг с качалками (в местах, не закрытых защитными чехлами) признаков
износа, заеданий на установках качалок, поводков и роликов, а также легкость вращения.
При тугом и неравномерном вращении этих деталей их следует снять и проверить
шарикоподшипники; проверяя внешний вид защитных чехлов на шарнирных соединениях
тяг, следует убедиться в отсутствии повреждений. Изношенные чехлы заменить новыми.
При осмотре тяг необходимо проверить, нет ли погнутости, ослабления заклепок
крепления стаканов к трубам тяг, а также глубину выработки в местах прохождения тяги в
роликовых направляющих. Тяги с ослабленными заклепками крепления стаканов
заменяются. Глубина выработки тяги проверяется при помощи индикатора и
специального приспособления. Если на трубах тяг имеется выработка глубиной 0,5 мм,
для увеличения срока службы разрешается повернуть тягу в роликовой направляющей
вокруг продольной оси на 180°. Места выработки надо покрыть грунтом и эмалевой
краской соответствующего цвета. Если на трубе тяги имеется выработка в шести местах,
тягу необходимо заменить. В этом случае маркировка и длина новой тяги должна
соответствовать маркировке и длине снятой тяги.
Проверка зазора между тягой и роликами направляющей осуществляется щупом.
Щуп вставляется в зазор между тягой и роликом после прижатия тяги к двум другим
роликам направляющей.
126
Зазоры должны быть не менее 0,1 мм и не более 0,6 мм. Если зазор будет больше
допустимого, заменить один из трех роликов роликом увеличенного диаметра до 0,5 мм.
Необходимо осмотреть установку герметического вывода тяг проводок руля
высоты и руля направления. Проверить зеркало штоков гермовывода на отсутствие грязи,
царапин и других механических повреждений, протереть штоки сухой чистой ветошью,
покрыть тонким слоем смазки ЦИАТИМ-201 и проверить лег кость перемещения их в
корпусе гермовывода.
Проверить затяжку болтов крепления гермовывода на шпангоуте. Усилие трения на
тягах герметического вывода не должно превышать 0,6 кгс.
Осмотреть установки герметических узлов проводки управления элеронами.
Проверить легкость вращения качалки гермоузла. Усилие, прикладываемое к выходному
рычагу, не должно превышать 0,8 кгс. Проверить затяжку болтов крепления гермоузлов.
Осмотреть установки рулевых агрегатов РА-56В-1, электромеханизмов,
пружинных загружателей, проверить затяжку болтов крепления их на кронштейнах.
Осмотреть установку рулевых приводов и проверить состояние контровки их шарнирных
соединений, очистить поверхность агрегатов от грязи, пыли и влаги.
При установке в загружатели и пружинные тяги пружины предварительно
обжимаются. При выполнении работ, связанных с разборкой загружателей и пружинных
тяг, надо учитывать это обстоятельство при свинчивании крышек.
Проверить, нет ли на тросах потертостей, обрыва нитей, коррозии и нагартовки в
местах соприкосновения с роликами. Тросы с порванными нитями и нагартовкой
заменяются новыми. Так как для предотвращения коррозии тросы оцинкованы и про-
питаны антикоррозийным составом, то их никогда не следует промывать в бензине или
каком-либо растворителе. Коррозия удаляется протиркой ветошью. Если таким путем
коррозию удалить не удается — трос подлежит замене. Необходимо проверить, нет ли на
роликах тросовой проводки износа, выкрашивания, повреждения реборд. Ролики с
поврежденными ребордами заменить новыми того же размера. Беговые дорожки роликов
не должны иметь потертости. Проверяется легкость вращения и отсутствие заеданий
подшипников роликов.
Осмотреть установку герметических выводов тросов и выяснить, имеются ли
признаки износа сердечников на гермовыводах. Изношенные сердечники заменить
новыми.
Проверить тензометром натяжение тросов. Если есть отступление от нормы,
произвести дополнительное натяжение тросов, после чего законтрить разъемные
соединения тросов и смазать их.
При подготовке самолета к осенне-зимней и весенне-летней навигации проверить
натяжение тросов управления элеронами и средними интерцепторами с помощью
тензометра (зависимость натяжения тросов от окружающей температуры показана на рис.
3.53).
Необходимо осмотреть распределительный барабан управления средними
интерцепторами и убедиться в правильности намотки тросов. Тросы и канавки барабана
смазать смазкой ЦИАТИМ-201.
Величина усилий трения в системах управления рулем высоты, рулем направления
и элеронами проверяется с включенными рулевыми приводами и отсоединенными
пружинными загружателями. Усилие трения в системах управления замеряется с
помощью динамометрических штурвала и педалей (рис. 3.54). Для системы управления
рулем высоты оно должно быть не более
5 кгс, для системы управления рулем
направления не более 8 кгс и для системы управления элеронами не более 4 кгс.
В случае, если замеренное усилие трения окажется больше допустимого,
необходимо проверить трение по отдельным участкам проводки управления (передняя
кабина, центральная часть фюзеляжа и т. д.) при отсоединенных рулевых приводах РП-56
127
или РП-55. При проверке необходимо обращать внимание на зазоры между роликовыми
направляющими и трубами тяг, величину усилия трения на гермовыводе и т. п.
Рис. 3.53. Зависимость натяжения тросов от изменения
температуры: I—управление средними интерцепторами; III—управление элеронами (в
колонках управления)
Рис. 3.54. Установка динамометрических штурвала и педалей для замера усилий трения:
а — в системе управления рулем высоты; б— в системе управления элеронами; в— в
системе управления рулем направления;
1—колонка управления; 2—динамометрический штурвал; 3-штурвал; 4—штанга; 5-
динамометрическая педаль; 6—педаль
Обнаруженная причина увеличения трения должна быть устранена, после чего
необходимо произвести повторную проверку величины усилия трения во всей проводке
управления.
128
Максимальное усилие трения на рукоятке управления средними интерцепторами не
должно быть более 10 кгс.
После замены рулевых приводов обязательно произвести замер усилий трения в
системах.
Проверка нормальной работы систем управления самолетом осуществляется
перемещением командных рычагов до ограничителей отклонения при включенных
рулевых приводах. Перемещение командных рычагов должно быть свободным и плавным,
без люфтов, заеданий, скрипа и стука. Последние являются признаками дефектов в
системе: разрушения подшипников, выработки тяг управления, отсутствия смазки и т. д.
При проверке систем и их элементов доступ к ним осуществляется через соответству-
ющие люльки, съемные панели и обтекатели. Помимо этого при проверке систем
управления элеронами и интерцепторами для улучшения доступа к ним выпускаются
внутренние и внешние закрылки.
Проверить время полной перекладки механизмов триммирования руля высоты,
руля направления и элеронов. Среднее время перекладки из одного крайнего положения в
другое должно быть:
— триммирующего механизма руля высоты на себя— 12±2 с, от себя — 8±1,5 с;
— триммирующего механизма руля направления —10±1 с (вправо, влево);
— триммирующего механизма элеронов—12±2 с (вверх, вниз).
Эта работа осуществляется совместно со специалистами па спецоборудованию.
При этом должно быть включено бустерное управление и подключено внешнее
электропитание к самолету.
Проверить включение и время перекладки полетного загружателя руля
направления. Убедиться в резком возрастании усилия (до 85 кгс) на педалях при ходе
вперед на
35 мм. Время перекладки
10—13 с. Усилия не замеряются. Эта работа
проводится совместно со специалистами по спецоборудованию следующим образом.
1. Поставить переключатель
5
(см. рис.
3.15) в положение
«Полет»
(время
включения полетного загружателя руля направления 11,5± 1,5 с).
2. Отклонить правую педаль вперед на
35 мм. Убедиться, что дальнейшее
отклонение правой педали вперед сопровождается резким увеличением усилия на педали;
полетный загружатель включен.
3. Отклонить левую педаль вперед на 35 мм. Убедиться, что при дальнейшем
отклонении левой педали вперед резко возрастает нагрузка на левую ногу.
4. Поставить переключатель в исходное положение. Убедиться, что возрастание
нагрузки происходит плавно и для преодоления ее не требуется больших усилий.
Полетный загружатель отсоединен.
Проверить включение полетного загружателя руля высоты в положение «Полет» и
убедиться в возрастании усилия на колонке до 65 кгс, при отклонении ее от себя и на себя.
Сигнальная лампа взлетно-посадочного загружателя, расположенная на средней
приборной доске пилотов, не должна гореть. Усилия на колонке не замеряются. Эта
работа проводится совместно со специалистами по спецоборудованию аналогично
проверке включения полетного загружателя руля направления.
Замер люфтов по рулю направления и элеронам производится при включенной
второй гидросистеме (первая и третья гидросистемы выключены). Рычаги управления
самолетом в кабине пилотов должны находиться в нейтральном положении.
Установить с помощью струбцины 3 (рис. 3.55) на концевой обтекатель крыла
рядом с внешней нервюрой элерона 1 на максимальном удалении от его оси вращения
приспособление 2 для регистрации отклонений элерона. Расстояние между элероном и
приспособлением должно быть не более 1 мм.
Прикрепить к приспособлению 2 листок бумаги 4.
Прикладывая усилие 20 кгс с помощью динамометра 6 вверх, затем вниз на
хвостике элерона по нервюре установки рулевого привода 5, провести карандашом риски,
129
соответствующие верхнему и нижнему положению элерона. Это действие повторить три
раза. Средняя арифметическая величина расстояния между рисками не должна превышать
4 мм.
Рис. 3.55. Схема замера люфта элерона:
1—элерон; 2—съемное приспособление; 3— струбцина; 4—листок бумаги; 5—рулевой
привод элерона; 6—динамометр
Рис. 3.56. Схема замера люфта руля направления:
1—листок бумаги; 2—съемное приспособление; 3—струбцина; 4—динамометр; 5—
рулевой привод; 6—руль направления
Установить с помощью струбцин 5 (рис. 3.56) на обрез киля рядом с нижней
частью руля направления
6 на максимальном удалении от его оси вращения
приспособление 2 для регистрации отклонения руля. Расстояние между приспособлением
2 и рулем направления должно быть не менее 1 мм. Прикрепить к приспособлению 2
листочек бумаги 1. Прикладывая усилие 10 кгс с помощью динамометра 4 вправо — влево
на хвостике руля направления по нервюре установки рулевого привода 5, провести
карандашом риски, соответствующие положению руля направления вправо — влево. Это
действие повторить три раза. Средняя арифметическая величина расстояния между
рисками не должна превышать 6 мм.
Смазка систем управления самолетом является важным условием их безотказной
работы и длительного срока службы.
Для смазки шарнирных соединений, узлов, трущихся деталей систем управления
самолетом, а также для защиты их поверхностей от коррозии применяется смазка
ЦИАТИМ-201. Узлы, имеющие специальные масленки, смазывать при помощи шприца из
комплекта инструмента самолета. На открытые части штоков цилиндров и тросовую
проводку наносить хлопчатобумажной тканью смазку ЦИАТИМ-201.
130
При температуре воздуха ниже 0°С шприц со смазкой и смазываемые узлы подогревать от
подогревателя из комплекта наземного оборудования самолета. В регламенте приведены
карты смазки систем управления рулем высоты, рулем направления, элеронами,
элеронами-интерцепторами и средними интерцепторами с обозначением мест смазки.
При замене смазки старая смазка удаляется. Следует иметь в виду, что применение
недостаточно чистой смазки или нанесение ее на плохо очищенную и промытую
поверхность может повлечь замерзание смазки при низких температурах.
При выполнении монтажных работ в системе управления рулями, элеронами,
средними интерцепторами, а также при замене агрегатов системы АБСУ-154 независимо
от вида обслуживания проверить правильность отклонения рулей, элеронов и их соот-
ветствие отклонениям колонок, штурвалов, педалей. Проверить величины углов
отклонений рулей и элеронов при монтажных работах или замене элементов в системе
управления.
Положениям элеронов, руля высоты и руля направления, вписанным в обводы
крыла, стабилизатора и киля, должно соответствовать:
— симметричное положение штурвала относительно вертикали (риски на ступице
штурвала и направляющей должны быть совмещены, допускается несовпадение рисок не
более 2 мм);
— отклоненное положение обеих колонок вперед от вертикали на угол 1°30'.
Допускается смещение от нейтрали на ±15';
— установка педалей на одной прямой, перпендикулярной оси пульта. Допускается
отклонение педалей на величину не более 3 мм.
При регулировке нейтрального положения управления необходимо использовать
изменение длин регулируемых тяг.
Замер угловых отклонений рулей, элеронов и элеронов-интерцепторов,
интерцепторов производить угломером перпендикулярно осям их вращения. Замер
величин линейных отклонений производить по внешним торцам элеронов, элеронов-
интерцепторов
(рис.
3.57) и руля высоты
(см. рис.
3.5), по нижнему торцу руля
направления (см. рис. 3.4), по внутреннему торцу внутренних и средних интерцепторов
(см. рис. 3.57).
Основными работами при техническом обслуживании системы управления
стабилизатором являются:
— осмотр подъемника стабилизатора, кронштейнов его крепления к килю и
стабилизатору, состояние и крепление электромеханизма МУС-ЗПТВ и МКВ-40А;
— проверка соответствия углов установки стабилизатора
—1°30' и
—7° по
показаниям индикатора ИП-21-02. Они должны быть 0° и —5°30' соответственно с
точностью
±10'. Действительный угол установки стабилизатора определяется по
совмещению рисок на передней кромке его и верхнем обтекателе киля (с правой стороны);
— проверка зазоров между рельсами и роликами в узлах опор стабилизатора;
— определение продолжительности перестановки стабилизатора из одного
крайнего положения в другое.
При осмотре подъемника стабилизатора и его кронштейнов необходимо убедиться
в отсутствии трещин, забоин, ослабления болтов крепления и нарушения контровок, в
хорошем состоянии лакокрасочного покрытия. Наружная поверхность винта должна
иметь тонкий слой смазки.
Продолжительность перестановки стабилизатора из одного крайнего положения в
другое и обратно при работе двух электродвигателей электромеханизма МУС-ЗПТВ
должна быть не более 27,5 с.
Зазоры между рельсами и роликами в узлах опор стабилизатора не менее чем по
двум роликам должны быть в пределах 0,02—0,6 мм. Проверка зазоров осуществляется
щупами.
131
Узлы систем управления стабилизатором, подшипников и направляющих роликов
стабилизатора покрываются смазкой ЦИАТИМ-201 в соответствии с картой смазки и
перечнем деталей и узлов системы, подлежащих смазке по срокам обслуживания,
приведенными в регламенте.
Рис. 3.57. Схема замеров отклонений элерона и интерцепторов правого крыла:
а, б, в, г—схемы отклонения внутреннего и среднего интерцепторов. элерона-
интерцептора, элерона соответственно;
1—внутренний интерцептор; 2—-средний интерцептор (вторая секция); 3—средний
интерцептор (первая секция); 4—внешний интерцептор (элерон-интерцептор); 5—
элерон; 6, 7, 8, 9— места замера отклонения элерона, эларона-интерцептора, среднего
и внутреннего интерцепторов; 10, 1; 12—оси вращения интерцептора, элерона-
интерцептора и элерона
Внутренние полости узлов смазываются через масленки, установленные на узлах,
при помощи шприца ив комплекта инструмента самолета. Перед началом смазки
смазываемые узлы обязательно протереть хлопчатобумажной тканью или ветошью.
При техническом обслуживании системы управления стабилизатором перед,
перестановкой стабилизатора убедиться, что ничто не мешает движению стабилизатора и
на верхней плоскости стабилизатора нет людей, а приспособление для осмотра (помост
или специальная лестница) надежно закреплено.
Перед включением сети самолета под напряжение необходимо повесить
предупредительную надпись «Самолет под током».
Проверка работы системы управления стабилизатором производится только по
командам связных.
В процессе отладки и испытания системы под током необходимо соблюдать нормы
теплового режима электромеханизма МУС-ЗПТВ согласно указаниям в паспорте агрегата.
В случае перехода электромеханизма МУС-ЗПТВ в режим пробуксовки необходимо
немедленно его выключить. Конструкция электромеханизма допускает кратковременную
пробуксовку — не более 3 с.
132
Для работы ручным приводом управления стабилизатором запрещается пользоваться
пневмо- и электроприводами. После окончания работы ручным приводом управления
стабилизатором снять с привода рукоятку.
При техническом обслуживании систем управления закрылками необходимо
выпустить закрылки, предкрылки и интерцепторы. Осмотреть рельсы закрылков и
предкрылков, убедиться, что они не имеют выработки, трещин и скалываний, а также в
надежности их крепления. Проверить состояние видимых деталей управления
дефлекторами и хвостиками закрылков.
Осмотреть трансмиссии управления закрылками и предкрылками. Проверить
надежность крепления МКВ-41. Выпустить и убрать закрылки в режиме ручного
управления. В процессе выпуска и уборки проверить выключение системы от включателя
питания. Во время выпуска и уборки закрылков и предкрылков проследить за плавностью
их движения и убедиться в исправности их систем управления. Проверить, нет ли на валах
трансмиссии трещин.
Осмотреть каретки закрылков, дефлекторов и предкрылков (внутренние секции).
Наружная поверхность винтов подъемников внешнего и среднего предкрылков должно
иметь тонкий слой смазки ЦИАТИМ-201. Осмотреть боковые ролики кареток и убедиться
в отсутствии их заеданий. Убедиться в отсутствии заеданий несущих роликов кареток (по
отсутствию надиров на рельсах). Осмотреть узлы крепления подъемников.
Произвести наружный осмотр рулевого привода РП-60-1 и убедиться в надежности
его крепления и в отсутствии подтекания рабочей жидкости. Визуально проверить
уровень масла в редукторе рулевого привода РП-60-1 по смотровому стеклу привода.
Уровень масла не должен выходить за пределы смотрового стекла. Если уровень масла
выше верхней кромки круговой риски, необходимо через клапан сливной пробки слить
масло до уровня центра круговой риски, после чего клапан ввернуть и опломбировать.
Проверить работу системы управления закрылками СПЗ-1А:
— при работе I и II каналов одновременно с замером времени выпуска (уборки)
закрылков, которое должно быть не более
+3
20
с;
−1
— при работе каждого канала в отдельности с замером времени выпуска (уборки)
закрылков, которое должно быть не более 40±4 с;
— при работе от ручного управления;
— аварийное выключение системы.
Эта работа выполняется совместно со специалистом по спецоборудованию.
При помощи ручного привода РП-60-1 проверить, насколько система управления
закрылками не доходит до нижних и верхних упоров при остановке после работы от двух
гидросистем.
Эта работа выполняется следующим образом.
1. Установить закрылки в крайнее убранное (выпущенное) положение.
2. Выключить электропитание и гидропитание I и II каналов и стравить давление в
обеих гидросистемах до нуля.
3. Растормозить рулевой привод РП-60-1 при помощи приспособления для
растормаживания и установить на него ручной привод.
4. При помощи ручного привода убрать (выпустить) закрылки до постановки
системы на верхние (нижние) упоры, отсчитывая при этом величину зазора системы от
крайнего рабочего убранного (выпущенного) положения до верхних (нижних) упоров,
которая должна быть в пределах 90°—180° угла поворота выходного вала рулевого
привода РП-60-1
(230°—460° угла поворота рукоятки ручного привода). В случае, если
величина зазора системы до верхних или нижних упоров окажется меньше указанной
выше величины, произвести регулировку механизма МКВ-42А. Проверить момент на
рукоятке ручного привода, который должен быть не более 1,5 кгс • м.
133
Система на верхнем (нижнем) упоре считается тогда, когда хотя бы в одном
подъемнике зуб на гайке упирается в зуб на винте.
Проверить качку средней части закрылков, дефлекторов и хвостиков закрылков в
выпущенном положении.
Качка средней части закрылков, дефлекторов и хвостиков замеряется на задней
кромке последовательно по оси каждого из пяти механизмов управления. Замер качки
средней части закрылков и дефлекторов производится при полностью выпущенных
закрылках в следующей последовательности.
1. Отметить положение кромки средней части закрылков (дефлекторов).
2. Приложить к задней кромке, вблизи точки замера, нагрузку вверх следующей
величины:
средней части внутренних (внешних) закрылков—50(100) кгс;
дефлектора внутреннего закрылка — 15 кгс;
дефлектора внешнего закрылка — 10 кгс.
Отметить новое положение задней кромки. Разность между отметками дает
величину качки. Качка задней кромки убранных закрылков ограничивается регулировкой
роликов, запирающих передний конец рельсов. Замер качки хвостиков закрылков
производится при убранных закрылках путем приложения к задней кромке, вблизи точки
замера, нагрузки 5 кгс, вверх, затем вниз.
Качка средней части закрылков в выпущенном положении, замеряемая по задней кромке,
не более 6 мм. В убранном положении качка средней части закрылка не допускается.
Качка дефлекторов, замеряемая по задней кромке, относительно средней части
выпущенных закрылков не более 3 мм. Качка задней кромки хвостиков закрылков
относительно средней части убранных закрылков не более 3 мм. Если качка превышает
указанные допуски, необходимо отрегулировать зазоры между полкой рельса и роликами
кареток закрылков или дефлекторов.
Проверить соответствие углов отклонения внутренних закрылков углам, заданным
рукояткой управления МКВ-43, и правильность показаний индикатора положения
закрылков ИП-32-05.
На узлы системы управления закрылками наносится смазка ЦИАТИМ-201 в
соответствии с картой смазки и перечнем узлов и деталей, подлежащих смазке, согласно
срокам периодического обслуживания регламента.
Смазке подлежат все подшипники, шлицевые соединения валов, выступающие
части винтов подъемников, цапфы подъемников. Смазка внутренних полостей узлов
производится через масленки, установленные на узлах, при помощи шприца из комплекта
инструмента самолета. Перед установкой чехла карданный узел трансмиссии густо
смазывается. При замене смазки старая смазка удаляется.
При временном снятии закрылков во избежание разрегулирования системы
необходимо:
— привязать вилки подъемников к крылу, не допуская поворота гайки подъемника
на винте;
— сохранить без изменения длину тяг управления дефлектором закрылка;
— сохранить без изменения длину тяг управления хвостиком закрылка.
При замене тяг управления дефлектором или тяг управления хвостиком закрылка
длина вновь устанавливаемых должна соответствовать длине заменяемых тяг.
При временном снятии тяг необходимо сохранить их длину без изменения.
Валы трансмиссии проверить на прямолинейность. Допускается прогиб не более
0,3 мм при длине вала до 600 мм и не более 0,5 мм при длине вала свыше 600 мм.
После замены отдельных узлов трансмиссии необходимо проверить правильность
регулировки системы. В случае нарушения регулировки произвести повторную
регулировку системы.
134
При временном снятии или замене подъемника необходимо при установке
стыковать его с валами трансмиссии таким образом, чтобы неодновременность установки
всех подъемников на верхние упоры (упор зуба гайки в зуб на винте при убранных
закрылках) не превосходила 6° угла поворота вала, стыкуемого с подъемником. Если при
постановке на верхние упоры какой-либо подъемник имеет опережение или отставание
свыше 6° угла поворота вала, необходимо выдвинуть из подъемника валы трансмиссии,
повернуть вал подъемника на необходимый угол и произвести стыковку валов
трансмиссии с подъемником.
При временном снятии или замене рулевого привода РП-60-1 не допускать
поворота валов трансмиссии, стыкуемых с гидроприводом, чтобы не нарушать
регулировку системы управления закрылками. Перед повторной установкой рулевого
привода РП-
60-1 необходимо проверить отклонение начального сопротивления
потенциометров. После повторной установки рулевого привода РП-60-1 необходимо
проверить регулировку концевых выключателей механизма МКВ-42А в крайних рабочих
положениях системы.
При выпуске и уборке закрылков под ними не должно быть стремянок, козелков и
других средств аэродромного обслуживания. Выпуск и уборку закрылков производить
только по командам связных.
Перед включением электросети самолета под напряжение необходимо повесить
предупредительную надпись «Самолет под током».
Установка приспособления для растормаживания рулевого привода РП-60-1 и работа
ручным приводом допускается только при полностью стравленном давлении в
гидросистемах I и II.
Включение гидросистем допускается производить только после установки
рукоятки управления закрылками в положение, соответствующее положению закрылков.
При работе ручным приводом категорически запрещается пользоваться
пневматическими и электрическими приводами.
Перед началом работы рукояткой ручного привода РП-60-1 в связи с большим
первоначальным моментом страгивания необходимо, постепенно увеличивая усилие на
рукоятке, произвести ее страгивание с места путем раскачивания рукояткой на пол
оборота по часовой и на пол оборота против хода часовой стрелки. Выпуск и уборка
закрылков от рукоятки ручного привода должны осуществляться плавно, без резкого
изменения нагрузки, заеданий, скрипа и стука.
После окончания всех работ с применением ручного привода необходимо
проверить что приспособление для растормаживания и ручной привод сняты с рулевого
привода РП-60-1.
При монтаже трансмиссии необходимо обеспечить зазор между подвижными
частями трансмиссии и конструкцией, а также между другими агрегатами не менее 7 мм.
При монтаже трансмиссии необходимо обеспечить зазор не менее 4 мм, а в некоторых
местах не менее 8 мм между торцом кардана и опорным кронштейном или винтовым
подъемником. Угловой люфт трансмиссии, замеряемый на внешних подъемниках
внешних закрылков, для правой ветви трансмиссии — не более 15° для левой — не более
20°.
Перед установкой на самолет валы трансмиссии проверяются на свободное
перемещение на всю длину шлицевого соединения Внутренняя полость редукторов
трансмиссии закрылков и предкрылков должна быть наполнена на 2/3 объема смазкой
ЦИАТИМ-201. Вращение шестерен должно быть плавное, без заеданий и перекатов.
Момент страгивания шестерен без нагрузки должен быть не более
0,1 кгс-м. Угловой
люфт в зацеплении шестерен, замеренный на ведущей шестерне, должен быть в пределах
16'—32' для редукторов трансмиссии закрылков и
17'—
40'
— для редукторов
трансмиссии предкрылков.
135
Выработка в карданных соединениях трансмиссии закрылков выявляется
приложением крутящего момента 2 кгс·м к валу трансмиссии. Допустимый окружной
люфт между вилками кардана должен быть не более 0°15'.
Работы по техническому обслуживанию системы управления предкрылками
выполняются совместно с работами по обслуживанию системы управления закрылками и
идентичны с ними по своему содержанию.
При этом необходимо выполнить следующее.
Проверить продолжительность выпуска и уборки предкрылков от одного и от двух
электродвигателей механизма ЭПВ-8П.
Продолжительность выпуска (и уборки) при работе от одного электродвигателя
должна быть не более 30 с, при работе от двух электродвигателей не более 15 с.
При крайних положениях предкрылков система не должна доходить до нижних и
верхних упоров на величину, соответствующую 6,7—7,9 оборотам ручного привода.
Момент рукоятки ручного привода должен быть не более 0,25 кгс-м. Проверить работу
световой сигнализации предкрылков.
Эта работа осуществляется совместно со специалистами по спецоборудованию.
Проверить величину качки предкрылков. При выпущенных предкрылках качка не должна
превышать 1,5—3 мм. В убранном положении качки предкрылков не должно быть.
Замер качки полностью выпущенного предкрылка производить поочередно в
плоскости каждого рельса путем приложения нагрузки (к касательной, проведенной к
рельсу в районе приложения нагрузки): 120 кгс—для внутреннего предкрылка; 110 кгс—
для среднего предкрылка; 75 кгс — для внешнего предкрылка. Замер качки производить
по нижнему обводу предкрылка.
Осмотреть узлы крепления рельсов, кареток, подъемников, опор трансмиссии,
редукторов, электромеханизма ЭПВ-8П и МКВ-36. Убедиться в их исправности,
надежности крепления и контровки.
Узлы системы управления предкрылками покрываются смазкой ЦИАТИМ-201 в
соответствии с картой смазки и перечня узлов и деталей, подлежащих смазке согласно
сроков периодического обслуживания регламента. Смазка узлов системы управления
предкрылками производится аналогично смазке узлов системы управления закрылками.
Средние и внешние подъемники для замены смазки в чехлах подъемников снимаются с
самолета. При замене смазки старая смазка удаляется.
Перед выпуском и уборкой предкрылков необходимо убедиться, что перемещению
предкрылков ничего не мешает. Выпуск и уборку предкрылков производить -только по
командам связных.
Перед включением сети самолета под напряжение необходимо повесить
предупредительную надпись «Самолет под током».
Для работ ручным приводом управления предкрылками запрещается пользоваться
пневмо- и электроприводами.
В процессе отладки и испытания системы управления предкрылками под током
необходимо соблюдать нормы теплового режима электромеханизма ЭПВ-8П согласно
указаниям в паспорте агрегата.
Для регулировки и проверки системы в обесточенном состоянии выпуск и уборка
предкрылков осуществляется ручным приводом электромеханизма ЭПВ-8П при помощи
съемной рукоятки. При использовании ручного привода одному обороту трансмиссии
соответствует 10,4 оборота ручного привода.
136
Шасси самолета Ту-154
4.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ШАССИ САМОЛЕТА
Шасси является системой опор, обеспечивающей требуемое положение самолета
на стоянке и его передвижение во время взлета, посадки и руления по аэродрому.
На самолете Ту-154 шасси выполнено по трехопорной схеме и убирается назад по
полету. Такая схема позволяет получить устойчивое движение самолета по аэродрому,
эффективную маневренность, благодаря применению управления поворотом колес
передней ноги, горизонтальное положение при стоянке и движении. Шасси с носовым
колесом позволяет осуществлять взлет и посадку при сильном боковом ветре, а также
прямолинейное движение во время пробега и разбега самолета.
Передняя, или носовая опора
(нога) размещена перед центром тяжести, что
позволяет избежать опрокидывания «на нос» и применять эффективное торможение колес
для сокращения пробега.
Главные опоры
(ноги) размещены за центром тяжести самолета. Они в
выпущенном положении имеют наклон назад, изменяющийся в зависимости от величины
обжатия амортизационных стоек.
Передняя нога имеет два спаренных колеса, а каждая главная — тележку с шестью
спаренными колесами.
Пневматика колес воспринимают нагрузку при посадке и движении самолета по
аэродрому и передают ее опорам.
Уборка шасси назад имеет свои преимущества и недостатки. Такая уборка не
вызывает значительного смещения центра тяжести самолета и не требует повышенной
мощности цилиндров-подъемников, так как в этом случае не надо преодолевать
сопротивление воздушного потока.
На самолете имеется система управления поворотом колес передней ноги, что
значительно улучшает маневренность самолета при рулении. Управление поворотом
колес осуществляется путем отклонения педалей руля направления.
Главные ноги шасси имеют гидравлическую систему торможения колес и
устройства, автоматически регулирующие силу торможения колес, что исключает
возникновение юза.
Как в убранном, так и в выпущенном положении все ноги шасси запираются
замками.
Шасси имеет световую и звуковую сигнализацию положения ног и створок.
Уборка и выпуск шасси, открытие замков, задних створок ниши главных ног шасси
и управление тормозами колес осуществляется с помощью гидравлических цилиндров и
устройств, которые приводятся в действие от первой гидравлической системы.
Аварийный выпуск шасси, открытие задних створок главных ног шасси и
управление поворотом колес производится от второй, а дублирующий аварийный выпуск
и открытие задних створок главных ног шасси — от третьей гидравлической системы.
Передняя нога шасси размещена под носовой частью фюзеляжа по оси самолета и
убирается в нишу между шпангоутами № 14—19. Главные ноги шасси располагаются
справа и слева под крылом самолета и убираются в ниши гондол.
Все ниши после уборки шасси в полете закрываются створками для уменьшения
лобового сопротивления самолета.
Основные данные
Передняя
Главная
нога
нога
Количество колес, шт
2
6
Обозначение колес
КН-10
КТ-141А
137
Размеры колес, мм
880x225
930x305
Начальное давление воздуха в пневматиках колес,
кгс/см2
9+0,5
9+0,5
Рабочая жидкость амортизатора
масло
масло
АМГ-10
АМГ-10
Количество рабочей жидкости в амортизаторе,
см3
~ 2800
~ 11 600
Рабочий газ амортизатора
технический технический
азот
азот
Начальное давление рабочего газа в амортизаторе,
кгс/см2
50+2
75±1
Полный ход штока амортизатора, мм
251
362.
Видимая высота зеркала при начальном давлении
рабочего газа, мм:
для взлетной массы самолета
31—176
32—90
для посадочной массы самолета
46—251
62—152
Обжатие пневматиков на стоянке, мм:
для взлетной массы самолета……………………
40—50
60—75
для посадочной массы самолета
35—45
40—60
Поворот колес:
для взлетно-посадочного режима………………
8°30'
—
для режима руления
55°
—
4.2. НАГРУЗКА НА ШАССИ
На шасси во время стоянки самолета с неработающими двигателями воздействует
только масса самолета, уравновешиваемая силами реакции земли, воспринимаемой
колесами шасси
(рис.
4.1). Эти силы называются стояночной нагрузкой. Точка
приложения веса самолета находится в центре тяжести самолета.
Рис. 4.1. Стояночная нагрузка, база и колея шасси
138
Стояночная нагрузка главной ноги в кгс проходит через центральную ось тележки
и будет равна
a
P
=
m
ст
(a+b)
2
где т — масса самолета в кг;
а — расстояние между центром тяжести самолета и осью передних колес в м;
b — расстояние между центром тяжести самолета и центральной осью тележки
главной ноги в м.
Стояночная нагрузка на переднюю ногу
mb
N
=
ст
a+b
Для самолета со взлетной массой стояночная нагрузка на переднюю ногу равна
приблизительно 9% от массы самолета, а на обе главных ноги шасси — 91%.
При развороте самолета возникают центробежные силы F в кгс, создающие
опрокидывающий момент М=FН (рис. 4.2).
Рис. 4.2. Силы, действующие на шасси при развороте самолета
Этот момент перераспределяет нагрузки шасси, т. е. дополнительно нагружает одну ногу
и разгружает другую. Центробежную силу F уравновешивают силы трения колес шасси:
T +T +T =
F
1
2
3
Не учитывая нагрузку на переднюю ногу, можно определить вертикальные силы,
действующие на каждую главную ногу шасси, по формулам:
m Fh
m Fh
P
=
−
;
P =
+
1
2
2
c
2
c
где Р1 и Р2 нагрузки, действующие на правую и левую ноги шасси в кгс;
h — расстояние от поверхности аэродрома до центра тяжести самолета в м;
139
с — колея шасси в м.
Величина центробежной силы
2
mV
F=
gR
где V — скорость движения самолета в м/с;
g — ускорение силы тяжести в м/с2;
R — радиус разворота в м.
При малом радиусе разворота и большей скорости движения самолета
центробежные силы могут иметь большую величину и вызвать разрушение элементов
шасси или каркаса. Чтобы этого не допустить, имеются ограничения по углу поворота
переднего колеса и максимальной скорости самолета во время его руления.
Во время посадки самолета в момент парашютирования шасси нагружается силами,
которые возникают вследствие наличия вертикальной скорости (Vу в м/с), при этом
кинетическая энергия кг·м:
2
V
y
A=
m
2
g
Итак, величина нагружения шасси при посадке самолета зависит от массы и
вертикальной скорости.
Кинетическая энергия самолета гасится амортизаторами шасси и пневматиками
колес. При этом чем больше величина обжатия амортизирующих устройств шасси, тем
меньше нагрузки, действующие на шасси, а следовательно, и на самолет.
Горизонтальная скорость самолета гасится лобовым сопротивлением и
торможением самолета.
Шасси самолета воспринимает большие нагрузки, а поэтому все основные узлы и
детали изготовлены из стали с высоким пределом прочности - 160÷190 кгс/мм2.
4.3. ПЕРЕДНЯЯ НОГА ШАССИ
Передняя нога шасси (рис. 4.3) имеет балочно-подкосную схему конструкции с
полурычажной подвеской колес. Такая конструктивная схема характерна тем, что ось
колес крепится не к штоку амортизатора непосредственно, а к концу траверсы 2, средняя
часть которой шарнирно закреплена на штоке 3. Другой конец траверсы шарнирно
закреплен на звене 4, связанным, в свою очередь, с проушинами головки цилиндра
амортизационной стойки 6.
Таким образом, ось колес смещена назад относительно вертикальной оси стойки и
поворотно-демпфирующего устройства, что предотвращает появление изгибо-крутильных
колебаний
(шимми) колес, и шток амортизатора меньше нагружается изгибным
моментом. Это улучшает работу штока и его уплотнений.
Передняя нога состоит из амортизационной стойки с рулежно-демпфирующим
цилиндром 7, складывающегося подкоса 13, механизма распора 11, двух спаренных колес
КН-10 1, гидравлического цилиндра 12 уборки и выпуска шасси, замка подвески 14 и
других деталей. С помощью цапф 9 амортизационной стойки и цапф 18 складывающегося
подкоса передняя нога шарнирно крепится в четырех узлах 16, 20, смонтированных на
продольных балках отсека.
Уборка и выпуск передней ноги осуществляется гидравлическим цилиндром,
который одним концом крепится к рычагу 15 верхнего звена складывающегося подкоса, а
другим — к рычагу 10 стойки. При выпущенном положении ноги шток цилиндра
находится в убранном положении, а при убранной передней ноге шток цилиндра
выпущен.
140
Рис. 4.3. Передняя нога шасси:
1—колесо КН-10; 2—траверса; 3—шток; 4—звено; 5—петля подвески; 6—
амортизационная стойка; 7—рулежно-демпфирующий цилиндр; 8— ориентир; 9—цапфа
амортизационной стойки; 10—рычаг; 11—механизм распора; 12—гидравлический
цилиндр; 13—складывающийся подкос; 14—замок подвески; 15—рычаг звена
складывающегося подкоса; 16— узел крепления складывающегося подкоса; 17, 21—
шайбы; 18—цапфа складывающегося подкоса; 19, 22— болты; 20—узел крепления
амортизационной стойки
При уборке передней ноги механизм распора под действием своего
гидравлического цилиндра начинает складываться и перемещает узел А подкоса, переводя
его через «мертвую» точку. После уборки нога запирается замком подвески.
Установку колес в нейтральное положение обеспечивает ориентир 8.
Силовыми элементами передней ноги являются: амортизационная стойка,
складывающийся подкос и механизм распора, а кинематическими элементами кроме
указанных, — цилиндр подъема и выпуска шасси. Кинематическая схема передней ноги
показана на рис. 4.4.
Амортизационная стойка передней ноги (рис. 4.5) — это пневмогидравлический
агрегат, который поглощает и частично рассеивает кинетическую энергию ударов,
141
превращая ее в потенциальную энергию давления азота и тепло во время посадки, взлета
и передвижения самолета по неровной поверхности аэродрома. После посадки и
поглощения энергии удара при прямом ходе штока стойка быстро, за
0,8—1,0 с,
возвращается в исходное положение за счет потенциальной энергии азота, чтобы иметь
возможность воспринимать непрерывно возникающие удары при движении самолета.
Наибольшую нагрузку стойка воспринимает после первого соприкосновения с землей.
Затем энергия ударов уменьшается до полного затухания при остановке самолета.
Рис. 4.4. Кинематическая схема передней ноги шасси:
1—колесо; 2—траверса; 3—звено; 4— амортизационная стойка; 5—складывающийся
подкос; 6—механизм распора; 7—гидравлический цилиндр
Основными узлами и устройствами амортизационной стойки являются: рама 45,
амортизатор, состоящий из цилиндра
23 с приваренными верхней 44 и нижней 54
головками, плунжера 22 с поршнем 47, переходником 38 и зарядным клапаном 62, шток
58 с диафрагмой 51 и иглой 50, траверса 60 со звеном 2, рулежно-демпфирующий
цилиндр 31 и другие детали.
Рама амортизационной стойки является основным силовым элементом передней
ноги. Она передает непоглощенную энергию удара на конструкцию самолета и служит
корпусом для монтажа всех деталей амортизационной стойки, рулежно-демпфирующего
цилиндра и ряда других агрегатов и деталей системы управления поворотом колес. В
верхней части рамы имеются две цапфы 33 для установки стойки на узлах подвески в
нише передней ноги. Рулежно-демпфирующий цилиндр закреплен на раме шпильками 61.
Справа в верхней части рамы имеется рычаг 34 для крепления гидравлического цилиндра
подъема и выпуска шасси. По центру и сзади по направлению полета установлен рычаг
37, к которому шарнирно крепится механизм распора и штуцер 36 подачи масла к
рулежно-демпфирующему цилиндру. Еще ниже на раме имеются проушины 49 для
крепления складывающегося подкоса. Рама по оси имеет цилиндрическую полость, где
монтируется амортизатор, который поворачивается относительно вертикальной оси и
удерживается в раме гайкой 27, законтренной болтами 28. Внизу амортизатор через
кольцо
8 и втулку
11 упирается в проточку рамы. Рама амортизационной стойки
изготовлена из алюминиевого сплава В93.
Цилиндр с головками являются корпусом, где смонтированы все узлы
амортизатора.
142
Амортизатор — это герметичная емкость, заполненная рабочей жидкостью (маслом
АМГ-10 и техническим азотом с начальным давлением 75± 1,0 кгс/см2).
К цилиндру с помощью болтов 25 крепится шлицевая втулка 39, которая передает
момент вращения от рулежно-демпфирующего цилиндра 31 через шлицевую муфту 30
колесам передней ноги. Цилиндр поворачивается относительно запрессованных в раме
бронзовых втулок
11,
26. Смазка этих втулок осуществляется через масленки
9,
установленные в специальных стопорных болтах 10.
Сверху в цилиндр установлен плунжер, закрепленный гайкой 41. Герметичность
плунжера достигается резиновыми уплотни тельными кольцами 43. В плунжер сверху
ввернут переходник с зарядным клапаном амортизатора. Переходник контрится шайбой
40. Снизу на плунжер навинчен поршень, который по торцу имеет отверстие г.
На нижней головке цилиндра болтами 53 закреплен кронштейн 52 подвески
передней ноги.
На верхнем конце штока установлена букса
15, которая опирается снизу на
стальное кольцо 13, а сверху удерживается гайкой 20, законтренной винтом 46. Букса
штока имеет уплотни тельные кольца 14.
Между буксой штока и нижней буксой 6 устанавливается распорная втулка 12,
ограничивающая выход штока из цилиндра.
Амортизатор имеет клапан торможения обратного хода, который дросселирует
перетекание рабочей жидкости из полости Г.
Клапан состоит из кольца 16, втулки 19, пружины 17 и упорного кольца 21.
Полость Г образована гайкой штока
20, поршнем плунжера
47, штоком
58,
компрессионным 48 и упорным 21 кольцами.
Внутри штока установлена диафрагма 51 с иглой 50, которая делит внутреннюю
полость штока на две части: верхнюю рабочую А и нижнюю — нерабочую, соединенную
с атмосферой. Игла служит для дросселирования отверстия д.
Траверса 60 смещает ось колес назад относительно амортизационной стойки и
передает момент вращения рулежно-демпфирующего цилиндра на ось колес.
К средней точке траверсы с помощью болта 59 шарнирно крепится шток, а к
нижней — ось колес. Верхняя точка траверсы осью 1 шарнирно соединена со звеном 2.
Другой конец звена шарнирно установлен на оси 5 в проушинах нижней головки ци-
линдра. На звене жестко закреплен болтами 3 кронштейн 4 для подсоединения водила
тягача во время буксировки самолета и установлен концевой выключатель АМ-800К (рис.
4.6), предназначенный для отключения системы управления поворотом колес передней
ноги при отрыве колес от земли. Концевой выключатель установлен в корпусе 3 и
укреплен на звене 5 амортизационной стойки передней ноги.
При обжатии амортизатора кулачок 11 поворачивается вокруг своей оси и через
качалку 8 и тандер 7 освобождает шток концевого выключателя 2, который замыкает
электрическую цепь системы управления поворотом колес.
Регулировку механизма концевого выключателя осуществляют тандером 7.
Нейтральное положение амортизатора наблюдается у амортизационной стойки в
полете и на земле при установке самолета на домкраты. В этом случае шток 58 (см. рис.
4.5) с диафрагмой и иглой 50 находится в выпущенном положении и упирается буксой 15
в распорную втулку 12. Втулка 19 находится в крайнем нижнем положении. Отверстие г
перекрыто кольцом 16, а полости Б и В сообщаются через отверстия а.
Работа амортизатора при прямом ходе штока. Во время посадки самолета или при
рулении по неровной поверхности аэродрома нагрузка от колес передается траверсе, а от
нее — штоку амортизатора. Шток начинает убираться в цилиндр (рис. 4.7). При том
полости: жидкостная А и пневмо-жидкостная Б и В уменьшаются в объеме.
При прямом ходе штока можно выделить два этапа работы.
Первый — это когда игла 50 (см. рис. 4.5) доходит до отверстия д в поршне 47 и
второй, когда игла движется в этом отверстии, дросселируя его.
143
Рис. 4.6. Установка концевого выключателя
АМ-800 на амортизационной стойке передней
ноги:
1—траверса; 2—концевой выключатель АМ-800К; 3—
корпус; 4, 10—болты; 5—звено; 6—скоба; 7—тандер,
8—качалка; 9—шток; 11—кулачок
На первом этапе шток быстро двигается вверх, вытесняя масло из полости А в
полости Б и В через отверстие д. Масло в полости Б и В поступает также через отверстие г
и б, но после того как шток пройдет путь, равный приблизительно 25 мм, т. е. когда
упорное кольцо 21 позволит пружине 17 поднять втулку 19 в крайнее верхнее положение,
масло отожмет кольцо 16 и начнет поступать в полость Г, а из нее через отверстия б — в
полость Б.
Игла штока, пройдя путь, равный примерно 125 мм, значительно сократит площадь
проходного отверстия д. Возрастет гидравлическое сопротивление при перетекании масла
из полости А в полость Б.
Так как гидравлическое сопротивление масла прямо пропорционально квадрату
скорости истечения и обратно пропорционально площади проходного сечения, то
скорость движения штока будет падать по мере его движения вверх.
144
Рис. 4.7. Схема работы амортизационной стойки передней ноги (номера позиций
соответствуют рис. 4.5):
I—нейтральное положение; II—прямой ход (второй этап); III—обратный ход (первый
этап); IV—обратный ход (второй этап)
Кроме этого, возрастает давление азота в полостях В и Б из-за уменьшения его
объема. В конце хода штока наступает такой момент, когда усилие давления азота,
действующее сверху, и нагрузки, действующие снизу, уравновесятся и шток остановится.
Энергия удара при прямом ходе штока затрачивается на преодоление
гидравлического сопротивления при перетекании масла из полости А в полость Б через
отверстия 6, г и д, на сжатие азота и на преодоление усилий трения уплотнений и деталей
штока цилиндра и плунжера.
Работа амортизатора при обратном ходе штока. После поглощения энергии удара
сжатый азот начинает выталкивать шток из цилиндра. При обратном ходе штока тоже
можно выделить два этапа работы амортизатора.
Первый этап характеризуется тем, что шток разжимается относительно быстро, так
как масло из полости Г (см. рис. 4.7) перетекает в полость Б через два отверстия б,
имеющие больший диаметр, чем в отверстие в.
На втором завершающем этапе работы амортизатора ход штока резко замедляется в
результате перемещения клапана торможения обратного хода, чтобы избежать разрыва
струи масла и получить больший гистерезис.
Клапан вступает в работу после того, как упорное кольцо 21 гайки 20 штока (см.
рис.
4.5) отожмет втулку
19 (см. рис.
4.7) вниз, которая перекроет своим нижним
буртиком отверстие б. ; Масло в этом случае из полости Г в полость Б будет поступать
через отверстие в, а затем через отверстие б. Таким образом, клапан исключает
возможность удара распорной втулкой 12 о буксу 6. Энергия сжатого азота во время
обратного хода расходуется главным образом на преодоление гидравлического
сопротивления при перетекании масла из полости Г в полость Б через отверстия б и в на
преодоление усилий трения уплотнений и деталей штока, цилиндра и плунжера, а также
на подъем самолета.
Для нормальной работы амортизатора в нем должно быть ~2800 см3 масла АМГ-10,
а азот должен иметь начальное давление 50+2 кгс/см2.
145
Если масла или азота будет меньше нормы, то амортизатор cможет выбрать при
своем движении весь свой ход, а энергию удара не поглотит. Оставшаяся энергия будет
передана на конструкцию и создаст большие перегрузки на узлы самолета. Если же масла
или азота будет больше нормы, то на самолет также будут действовать повышенные
нагрузки, вследствие более жесткой работы амортизатора.
Рулежно-демпфирующий цилиндр (рис. 4.8) служит для поворота колеса и
гашения автоколебаний (шимми) при передвижении самолета по аэродрому.
Он состоит из корпуса 13 с двумя неподвижными лопастями 23, ротора 14 с двумя
подвижными лопастями 19, двух перепускных клапанов 3, двух букс 5, трубопроводов 2,
уплотнительных колец и других деталей.
Рис. 4.8. Рулежно-демпфирующий цилиндр самолетов ранних выпусков:
1—отверстия под шпильки; 2—трубопроводы; 3—клапан перепуска; 4, 25— штуцера; 5—
букса; 6—пробка; 7—шарик; в—упор; 9, 11—пружины; 10—корпус; 12—крышка клапана;
13— корпус; 14—ротор; 15—кольцевая канавка; 16, 26, 27—уплотнительные кольца; 17,
24—болты; 18— пружинная крышка: 19—подвижная лопасть; 20—прокладка; 21—
манжета; 22—пластина; 23—неподвижная лопасть; А, Б—полости рулежно-
демпфирующего цилиндра
Корпус с двумя неподвижными лопастями и ротор с двумя подвижными лопастями
образуют две пары полостей А и Б. Для уплотнения этих полостей по торцам имеются
канавки 15, а в корпусе и буксе установлены уплотнительные кольца 16, 26, 27.
Все четыре лопасти попарно крепятся на диаметрально противоположных сторонах
корпуса и ротора. С двух сторон каждой лопасти между прокладками 20 и пластинами 22
через пружинные крышки 18 зажаты манжеты 21. С каждой стороны лопасти для этой
146
цели располагается по четыре болта 17. Ротор сверху имеет четыре ушка с резьбовыми
отверстиями / под шпильки крепления крышки. На крышке находятся проушины для
подсоединения системы обратной связи. С внутренней стороны в нижней части ротора
имеются шлицы для неподвижного соединения рулежно-демпфирующего цилиндра с
цилиндром амортизационной стойки, чтобы передавать моменты вращения колес.
Рулежно-демпфирующий цилиндр имеет клапан 3 перепуска масла из полостей А в
полости Б. Каждый клапан перепуска состоит из корпуса 10, крышки клапана 12, шарика
7, упора 8, пробки 6 и пружин 9, 11.
Рис. 4.9. Рулежно-демпфирующий цилиндр самолетов поздних выпусков
Трубопроводы 2, соединяющие полости А и Б, крепятся к корпусу штуцерами 4, 25.
На рис.
4.9
показана конструкция рулежно-демпфирующего цилиндра,
установленного на самолете позднего выпуска.
Работа рулежно-демпфирующего цилиндра.
При поступлении масла под давлением в полость А (рис. 4.10) ротор 14 с лопастями
19 начинает поворачиваться против хода часовой стрелки. В это время масло из полостей
Б начинает сливаться. Одновременно масло поступает к правому перепускному клапану 3,
который открывается, и масло заполняет кольцевые канавки 15, поджимая резиновые
кольца
16, что герметизирует полости А и Б по торцам ротора. Вращение ротора
передается, цилиндру амортизационной стойки и далее колесам.
При подаче масла в полость Б ротор с лопастями начинает поворачиваться по ходу
часовой стрелки, увлекая за собой цилиндр амортизатора и колеса.
Если при возрастании давления в одной из полостей А или Б оно будет выше 250
кгс/см2, то открывается шариковый клапан перепуска другой пары полостей Б или А и
масло начинает перетекать из одной полости в другую.
При давлении в цилиндре не более 250 кгс/см2 клапан поджимается пружиной к
торцу корпуса 10 и перекрывает отверстие кольцевых канавок.
147
Рулежно-демпфирующий цилиндр работает в режиме свободного ориентирования
так же, как цилиндр, используемый в качестве демпфера автоколебаний. Цилиндр
установлен сверху по оси симметрии рамы.
Рис. 4.10. Схема работы рулежно-демпфирующего цилиндра (номера позиций
соответствуют рис. 4.8):
4, Б—полости рулежно-демпфирующего цилиндра; В—линия давления; Г—линия слива
Ориентир колес, работающий на растяжение и сжатие.
Ориентир передней ноги (рис. 4.11) служит для установки колес в нейтральное
положение после взлета или при установке самолета на подъемники. Он является
пневматической пружиной двустороннего действия, т. е. пружиной, работающей как на
растяжение, так и сжатие, и установлен на самолетах первых выпусков.
Ориентир состоит из цилиндра 1, штока 5, поршня 2, плунжера 6, буксы 7,
зарядного клапана 10, двух масляных зарядных клапанов 9, направляющей 3, упорной
гайки 4 и уха 8. (Конструкцию зарядного клапана см. на рис. 4.26, узел Е).
Ориентир имеет полости В и Г, заполняемые сжатым азотом, и полости А и Б для
набивки смазки ЦИАТИМ-203.
При развороте амортизатора вправо ориентир удлиняется, а влево — укорачивается
вследствие перемещения штока.
При растяжении ориентира штока выдвигается и, упираясь в гайку 4, тянет за
собой поршень, который уменьшает объем полости В и увеличивает сжатие азота. Полный
ход штока при растяжении и сжатии равен 62 см.
При обжатии ориентира шток скользит по плунжеру, уменьшая объем полости Г и
увеличивая в ней сжатие азота. Давление азота в полостях В и Г.выравнивается благодаря
его перетеканию через отверстие б.
148
Рис. 4.11. Ориентир колес передней ноги:
1—цилиндр; 2—поршень; 3—направляющая; 4, 11—гайки; 5—шток; 6—плунжер; 7—
букса; 8—ухо; 9—масляный зарядный клапан; 10—зарядный клапан; А, Б—масляные
полости; В, Г—азотные полости; а—контрольное отверстие; б—отверстие, сооб-
щающее полости В и Г; в—отверстие для смазки
После снятия усилий, затраченных на растяжение или сжатие ориентира, азот
возвращает его в исходное положение и, следовательно, устанавливает колеса передней
ноги в нейтральное положение.
Зарядные клапаны (см. рис. 4.13) служат для зарядки полостей В и Г азотом, а
масляные клапаны 9 (см. рис. 4.11) — для набивки полостей А и Б смазкой ЦИАТИМ-203.
Смазка в полость А поступает через отверстие по кольцевому зазору между цилиндром и
поршнем, а в полость Б — непосредственно.
Ориентир установлен слева в отсеке передней ноги. Одним концом он закреплен на
крышке рулежно-демпфирующего цилиндра, другим к кронштейну на траверсе.
Ориентир колес, работающий на сжатие. Назначение ориентира (рис. 4.12) точно
такое же, как и предыдущего, но он является пневматической пружиной, работающей
только на сжатие, и установлен на самолетах последних выпусков. Ориентир состоит из
цилиндра 2 с головкой 9, штока , буксы 7 и других деталей.
Цилиндр имеет гнездо для установки штуцера — дросселя 3, отверстие а для
контроля за положением буксы
7. К дросселю подсоединяется шланг от линии,
работающей при больших углах отклонения передней ноги.
Головка цилиндра имеет два гнезда для установки зарядного клапана
12 и
масляного зарядного клапана 13.
Цилиндр, шток и букса имеют уплотнительные кольца 4, 6, 8, 10, 11.
Полость В ориентира заполняется сжатым азотом с давлением 90+2 кгс/см2, полость
Б — смазкой ЦИАТИМ-203, а в полость А подается масло АМГ-10 из гидросистемы
управления поворотом передней ноги при включении режима больших углов (55°). Это
приводит к отключению ориентира, что обеспечивает свободный поворот передней ноги
на 55°.
При развороте стойки на малые углы (8°30) кулачки рулежно-демпфирующего
цилиндра упираются в ролик рычага и воздействуют на шток ориентира, задвигая его в
цилиндр. Объем полости В уменьшается, а степень сжатия в полости азота увеличивается.
После взлета самолета, если передние колеса не находятся в линии полета, то
сжатый азот выталкивает шток из цилиндра, который нажимает через ролик рычага (см.
рис. 5. 53) на кулачки рулежно-демпфирующего цилиндра. Колеса повернутся и устано-
вятся в линию полета. Полный ход штока равен 41 мм. Полость Г (см. рис. 4.12)
сообщается с атмосферой через контрольное отверстие а.
Зарядный клапан (рис. 4. 13) служит для зарядки азотом амортизационных стоек,
стабилизирующих амортизаторов и ориентира. Кроме того, клапан позволяет проверять
величину давления азота в амортизаторах шасси и ориентире без снятия их с самолета.
149
содержание .. 3 4 5 6 ..