Студопедия

Главная страница Случайная страница

Разделы сайта

АвтомобилиАстрономияБиологияГеографияДом и садДругие языкиДругоеИнформатикаИсторияКультураЛитератураЛогикаМатематикаМедицинаМеталлургияМеханикаОбразованиеОхрана трудаПедагогикаПолитикаПравоПсихологияРелигияРиторикаСоциологияСпортСтроительствоТехнологияТуризмФизикаФилософияФинансыХимияЧерчениеЭкологияЭкономикаЭлектроника






Нижнее крыло






Нижнее крыло по своей конструкции и применяемым материалам аналогично верхнему крылу, но отличается от него своими размерами и механизацией. На нижнем крыле отсутствуют предкрылок, элерон, а по всему размаху установлен щелевой закрылок,

состоящий из двух частей: корневого и концевого закрылков. В отсеке между нервюрами № 14 и 15 правой и левой отъемной части нижнего крыла установлены посадочные фары ФС-155. В левой отъемной части крыла, между нервюрами № 16 и 17, установлена рулежная фара ФР-100. Фары закрыты лючками. Лючки фар выполнены как откидные крышки, имеющие форму носка

крыла. Лючки крепятся к крылу двумя пружинными замками типа «Дзус» и состоят из двух дюралюминиевых окантовок, между которыми установлен лист из оргстекла. Между окантовками и стеклом проложена резиновая прокладка.

Каркас нижнего крыла (рис. 3.15) по своей конструкции аналогичен верхнему крылу и состоит из двух лонжеронов, 18 нервюр, из которых шесть усилены, пять крестов-расчалок, законцовки, обода и обшивки. Между усиленными нервюрами № 10 и 13 имеется двойной крест-расчалка.

На заднем лонжероне между хвостиками нервюр № 5 и 6, 14 и 15 установлены трехплечие качалки управления закрылками и между нервюрами № 1 и 2, 9 и 10, установлены передаточные качалки для крепления тяг управления закрылком. Каждый корневой и концевой закрылок крепится к крылу на трех наружных кронштейнах.Все элементы крыла по своей конструкции подобны одноименным элементам верхнего крыла. В отличие от верхнего крыла лобовая обшивка нижнего крыла между нервюрами № 1 и 13 имеет разрезы для устранения деформации обшивки крыла, появляющейся при натяжении лент-расчалок коробки крыльев.

Места разреза обшивки усилены профилями и перед обтяжкой полотном разрезы оклеиваются лентами, имеющими по краям зубцы. На лонжеронах крыла у нервюры № 13 монтируются стальные узлы крепления бипланной стойки. На нижней полке переднего лонжерона у нервюры № 13 установлен штампованный из стали ЗОХГСА швартовочный узел. Узлы соединения нижнего крыла с фюзеляжем показаны на рис. 3.16. Крепление обшивки нижнего крыла аналогично креплению обшивки верхнего крыла.

Для предупреждения просечки полотна на верхнем и нижнем крыле установлен резиновый профиль по нижней полке заднего лонжерона от нервюры № 1 до 7. Щелевые закрылки нижнего крыла также аналогичны по своей конструкции закрылкам верхнего крыла. Вкорневом закрылке 11 нервюр, в концевом — девять. Аэродинамическая компенсация закрылков 23%. Отклонение

закрылков крыла синхронное.

БИПЛАННАЯ СТОЙКА

Бипланная стойка (рис. 3.17), являясь силовым элементом конструкции коробки крыльев, связывает лонжероны верхнего и нижнего крыльев и воспринимает усилия, возникающие при изгибе и кручении коробки.

Стойка склепана из двух штампованных боковин 5, изготовленных из листового дюралюминия Д16АТ толщиной 2, 5 мм, и имеет каплевидное сечение. Торцовые обрезы стойки имеют форму контура профиля нижней части верхнего крыла и верхней части нижнего крыла и закрыты штампованными донышками 3 швеллерного сечения, изготовленными из листового дюралюминия толщиной 2 мм с отбортованными отверстиями для облегчения и создания жесткости.

Донышки крепятся к боковинам заклепками и болтами. Болты ставятся для крепления резиновых прокладок 4, заполняющих щель между обрезом стойки и поверхностью крыльев.

Внутренний набор стойки в верхней и нижней ее части служит для придания необходимой ей жесткости. В расширенной части стойки внизу и вверху поставлены дополнительные горизонтальные профили 6. По оси бипланной стойки для придания ей жесткости между боковинами вклепаны профили швеллерного сечения толщиной 2 мм и длиной 300 мм каждый.

Стойка крепится к крыльям двумя передними и двумя задними узлами; передние узлы неподвижны, задние — снабжены регулируемыми вильчатыми болтами 7. Передние узлы изготовлены из листовой стали толщиной 2, 5 мм, имеют плотную посадку между боковинами стойки, к которым они приклепываются двухрядным заклепочным швом. В месте крепления стойки к крылу половины узлов сварены в виде ушков, в которые входят узлы крыла. К ушку с двух сторон приварены шайбы для увеличения площади сопротивления смятию. При установке бипланной стойки между узлами крыльев и стойки прокладывается по две шайбы с каждой стороны.

Задние узлы стойки штампованные из стали и выполнены в виде пера с двумя ушками. Перо узла входит в боковины стойки и приклепывается к ней двухрядным заклепочным швом. В ушках имеется отверстие, в которое входит ушковый болт; между ушками вставляется гайка. При вращении гайки болт перемешается вдоль своей оси в пределах длины резьбовой части. Узлы закрываются обтекателями 8 из дюралюминия толщиной 0, 8 мм. К концам обтекателей приклепаны крючки, которые вставляются в скобы, приклепанные к подстоечным листам крыльев. Каждый обтекатель крепится к стойке двумя пружинными замками типа «Дзус».

На левой бипланной стойке устанавливается приемник воздушного давления (ПВД) и приемник термометра наружного воздуха. Длина бипланной стойки по задним узлам равна 1875 мм.

 

 

16. Хвостовое оперение – аэродинамические профили, расположенные в хвостовой части самолета. Выглядят они как относительно небольшие «крылышки», которые традиционно устанавливаются в горизонтальной и вертикальной плоскостях и имеют название «стабилизаторы». подразделяется, на горизонтальное и вертикальное. Классическая схема – один вертикальный и два горизонтальных стабилизатора, которые непосредственно соединены с хвостовой частью фюзеляжа. Хвостовое оперение необходимо для стабилизации и балансировки самолета в воздухе, а еще для управления самолетом по двум осям – рысканье (влево-вправо) и тангаж (вверх-вниз). Функции вертикального оперения – стабилизация самолета. при отсутствии вертикального стабилизатора, крен вызывает раскачивание самолета относительно вертикальной оси, притом раскачивание очень серьезное и абсолютно неконтролируемое. горизонтальном хвостовом оперении.

17. Стабилизатор играет роль несущей хвостовой поверхности и служит для создания продольной устойчивости самолета. *

В отличие от крыльев, стабилизатор имеет симметрично выпуклый профиль по обеим поверхностям. Это сделано для возможности действия рулями высоты в различных условиях их положения в воздухе. При несимметричном профиле обтекание стабилизатора будет неодинаковым, а за ним и рули высоты при поднятии или опускании будут обтекаться табилизатор является органом продольной устойчивости самолета. Он состоит из каркаса, узлов и полотняной обшивки и собран из двух симметричных половин, соединенных между собой накладками по переднему и заднему лонжеронам.неодинаково.

.

18. Руль высоты́ — аэродинамический орган управления самолёта, осуществляющий его вращение вокруг поперечной оси. Руль высоты представляет собой подвижную управляемую поверхность, отклонение которой вызывает движение самолёта потангажу.. руль высоты является элементом хвостового оперения и расположен на задней кромкестабилизаторов. Выполняя манёвр по тангажу, пилот совершает взятие штурвала на себя, либо отдачу его от себя. Рули высоты при этом отклоняются соответственно вверх либо вниз, создавая кабрирующий либо пикирующий момент, а нос самолёта отклоняется вверх либо вниз.

 

19. Подкосы стабилизатора. Снизу стабилизатор поддержи- вается посредством четырех подкосов: по два с каждой стороны. Подкосы имеют эллипсовидное сечение и сделаны из стальной трубы. Они крепятся к нижнему лонжерону фюзеляжа на узлах последнего пролета, а на стабилизаторе— под главными нервюрами, где на каждой стороне стабилизатора образованы два пролета. У самолетов выпуска 1936 г. ушки подкосов сделаны усиленными.

На конце подкосов ввернут вильчатый болт, позволяющий регулировать их длину при установке стабилизатора на фюзеляж.

Задние подкосы длиннее передних, соответственно сужению хвостовой части фюзеляжа, и имеют регулировочные •болты на обоих концах, тогда как на переднем подкосе имеется только один регулировочный болт на верхнем конце.

Стабилизатор сделан неуправляемым в полете; однако, на земле он может быть отрегулирован и поставлен под тем или иным установочным углом.

 

20. Киль — часть хвостового оперения летательного аппарата (ЛА), расположенная в нормальной плоскости летательного аппарата или наклонной плоскости в случае V-образного оперения. Киль предназначен для обеспечения устойчивости по углу скольжения летательного аппарата. К задней кромке киля на шарнирах обычно крепится руль направления. На абсолютном большинстве самолётов гражданской авиации применяется однокилевое оперение. Менее распространено двухкилевое (в настоящее время оно применяется, в первую очередь, на боевых самолётах, реже - на транспортных). Трехкилевое оперение, хотя и использовалось в авиастроении, не получило распространения (в первую очередь из-за массы и лобового сопротивления).

21. Руль направления — орган управления самолёта, расположенный в хвостовом оперении и предназначенный для управления самолётом относительно нормальной оси (то есть при помощи руля направления изменяется угол рыскания).Представляет собой подвижную вертикальную плоскость, крепящуюся к килю.Воздействие на руль направления осуществляется посредством нажатия на педали, расположенные в кабине пилота. Руль направления на тяжёлых магистральных лайнерах используется, в основном, для корректировки курса на разбеге и пробеге.

В то же время на сверхзвуковых самолётах при больших скоростях полёта радиус разворота получается слишком велик, поэтому в канал крена вводят так называемый «перекрёстный сигнал по курсу». При этом с вводом самолёта в крен поворотом штурвала (отклонением РУС) одновременно с отклонением элеронов на некоторый пропорциональный угол отклоняется и руль направления.При развороте с креном любой самолёт стремится к потере высоты, поэтому лётчику (или автопилоту) необходимо компенсировать возникающий пикирующий момент пропорциональным отклонением колонки штурвала (руля высоты) на себя.

 

22. Взлётно - посадочные устройства предназначены для обеспечения взлёта, посадки и движения самолёта по земле (воде); включают: шасси, средства аэродинамической механизации крыла, разгонные и тормозные устройства. Для уменьшения лобового сопротивления шасси обычно убирается в полёте (неубирающееся осталось только на некоторых поршневых легкомоторных самолётов). Средства аэродинамической механизации крыла (закрылки, предкрылки, посадочные щитки и др.) служат для уменьшения скорости отрыва при взлёте, а также посадочной скорости и скорости снижения во время посадки. Для сокращения длины разбега при взлёте на современных военных самолётах используются специальные разгонные устройства - стартовые ускорители. Для сокращения длины пробега самолёта при посадке применяются колёсные тормоза, тормозные парашюты и другие устройства, а также реверс тяги двигателя.

23. Шасси с хвостовой опорой. Эта опора для обеспечения разворота самолета обычно делается свободно ориентирующейся. Основное преимущество этой схемы заключается в том, что за счет короткой и легкой хвостовой опоры общая масса шасси получается наименьшей по сравнению с другими схемами.
Посадка самолета с такой схемой шасси выполняется на aпос при одновременном касании земли всеми колесами - посадка на три точки. Разбег самолета при взлете производится на aразб, который меньше посадочного угла. Для этого летчик с помощью руля высоты отрывает хвостовое колесо от земли и удерживает его в таком положении до окончания разбега. Вполне очевидно, что и взлет, и посадка на таком самолете достаточно сложны и требуют тщательной отработки в процессе летной подготовки пилотов.
Помимо этого схема с хвостовой опорой имеет и другие весьма серьезные недостатки:

  • плохая путевая устойчивость из-за расположения главных опор впереди центра масс самолета, улучшить ее можно фиксацией хвостового колеса на разбеге и пробеге;
  • склонность к капотированию самолета при резком торможении или зарывании главных опор в мягкий грунт;
  • посадка на повышенной скорости на две главные опоры обычно приводит к " козлению" - подскоку с резким повторным ударом о землю, что может привести к поломкам шасси или капотированию самолета.

24. Шасси — система опор летательного аппарата, обеспечивающая его стоянку, передвижение по аэродрому или воде при взлёте, посадке и рулении. Обычно представляет собой несколько стоек, оборудованных колёсами, иногда используются лыжи или поплавки.. Основными элементами шасси летательного аппарата являются:

· амортизационные стойки — для обеспечения максимальной плавности хода при движении по аэродрому, на разбеге и пробеге, а также гашения ударов, возникающих в момент приземления (часто используются многокамерные азото-масляные длинноходные амортизаторы). На многоколёсных тележках шасси могут быть установлены также дополнительные амортизаторы — стабилизирующие демпферы.

· колёса (пневматики) различных типоразмеров, снабженные дисковыми или колодочными тормозами с гидравлическим, пневматическим или электрическим приводом, для движения по аэродрому и уменьшения длины послепосадочного пробега. На пассажирских и тяжёлых машинах широкое распространение получили многодисковые тормоза с гидравлическим приводом, часто имеющие принудительное охлаждение барабанов. На современных самолётах пневматики, как правило, бескамерные, и накачиваются воздухом или техническим азотом. Резина не имеет никакого рисунка, кроме нескольких продольных кольцевых канавок, а также контрольных углублений для определения степени износа.

· система раскосов, тяг и шарниров, воспринимающих реакции земли и крепящих амортизационные стойки и колёса к крылу и фюзеляжу, одновременно служащее механизмом уборки-выпуска.

25. Воздушная система самолета обеспечивает запуск двигателя, выпуск и уборку шасси и посадочного щитка, а также торможение колес. Воздушная система разделена на две автономные системы: основную и аварийную. Подключение аварийной системы к основной и потребителям выполнено с помощью обратных и аварийных клапанов. Произведено отделение аварийной воздушной системы от основной для предотвращения перетекания воздуха из основной системы в аварийную и далее в атмосферу в случае потери герметичности аварийной системы.

Аварийная система может выполнять функции основной системы в случае выхода ее из строя: выпуск шасси выпуск и уборку посадочного щитка, торможение колес. Аварийный выпуск шасси производится аварийной системой, подключаемой к цилиндрам-подъемникам опор шасси через аварийные клапаны, отключающие основную систему при подаче давления воздуха из аварийного баллона. Выпуск и уборка посадочного щитка и торможение может производиться давлением воздуха, поступающего из аварийного воздушного баллона по магистралям основной воздушной системы

26.Управление самолетом его состав: Управление самолётом —Совокупность бортовых устройств, обеспечивающих управление движением самолета, называют системой управления самолетом. Поскольку процесс управления самолетом осуществляется пилотом, находящимся в кабине экипажа, а элероны и рули находятся на крыле и хвостовом оперении, между этими участками должна быть конструктивная связь. Она должна обеспечить высокую надежность, легкость и эффективность управления положением самолета.Очевидно, что при отклонении управляющих поверхностей, действующее на них усилие возрастает. Однако это не должно привести к недопустимому увеличению усилий на рычагах управления. Самолёт — воздушное судно, предназначенное для полётов в атмосфере с помощью силовой установки, создающей тягу и неподвижного относительно других частей аппарата крыла, создающего подъемную силу[1][2]. Неподвижное крыло отличает самолёт от орнитоптера (махолёта) и вертолёта, а наличие двигателя — от планёра. От дирижабля и аэростата самолёт отличается тем, что использует аэродинамический, а не аэростатический способ создания подъёмной силы.

27.Проводка управление элеронами и триммерами самолета: Система обеспечивает поперечное управление самолётом при помощи элеронов. Управление элеронами осуществляется через жёсткую проводку вручную от штурвалов или автоматически от автопилота. проводка управления триммерами руля высоты тросовая, охватывая три группы роликов, проходит под полом кабины летчиков и поднимается в коробе вдоль задней стороны шп № 7. Далее тросы 2 проходят под потолком кабины левее тяг проводки управления рулями и поддерживаются текстолитовыми направляющими 7 в районе шп № 13, 17, 23, 29. Герметический вывод проводки установлен на шп № 40. Тросовая проводка соединяет тросовой барабан механизма управления с тросовым барабаном винтового механизма; проводка управления рулями и элеронами предназначенная для обеспечения связи между пультом управления и рулевыми поверхностями. Представляет собой систему тяг и качалок. Тяги от пульта управления до шп № 4 проложены выше уровня пола кабины экипажа под кожухом, а между шп № 4…№ 7 – ниже уровня пола. По стенке шп № 7 тяги поднимаются вверх и далее идут под потолком фюзеляжа до заднего лонжерона крыла. Отсюда тяги управления рулями идут в хвостовую часть фюзеляжа, а тяги управления элеронами через вал гермоузла соединяются с тягами, идущими вдоль заднего лонжерона крыла к левому и правому элеронам. Тяги управления рулями на шп № 40 проходят через общий гермоузел.На шп № 43 тяги через секторы-качалки и цепную передачу соединены с рулевыми машинами автопилота. Рулевая машина автопилота системы управления элеронами установлена на заднем лонжероне центроплана и соединена с валом гермоузла. Тяги системы управления изготовлены из дюралюминиевых труб, качалки в основном выштампованы из алюминиевого сплава, а кронштейны отлиты из магниевого сплава;

28.Управление закрылками и триммерами самолета: Система управления закрылками — гидроэлектромеханическая. Система предназначена для выпуска и уборки закрылков. Она состоит из системы перемещения закрылков СПЗ-1А, механической части — трансмиссии и винтовых подъемников и системы сигнализации. Управление триммером руля высоты осуществляется штурвалом, установленным в кабине экипажа на левом борту. Штурвал представляет собой конструкцию, собранную из штампованного из материала АК-6 рычага управления триммером 20 и барабана 21, закрепленных с помощью установочных винтов на оси 23, вращающейся в отлитом из материала МЛ-5 кронштейне 22, установленном на четырех болтах на стрингере № 7 и профиле между шпангоутами № 3 и 2.

29.назначение и состав топливной системы самолета: Топливный бак представляет из себя кессон, являющийся силовым элементом крыла самолёта. Всё топливо, на современных самолётах, располагается, как правило, в крыле, в нескольких баках. Количество баков в может быть различным от трёх до восьми и более. Топливная система обеспечивает размещение запаса топлива, необходимого для выполнения полета, и бесперебойную подачу его двигателям (и ВСУ, если она имеется на самолете) на всех режимах полета, предусмотренных ТЗ. На некоторых самолетах топливная система выполняет дополнительные функции, например обеспечивает балансировку и поддерживает оптимальную центровку самолета за счет перекачки топлива из одних баков в другие; топливо может использоваться в качестве хладагента для охлаждения бортовых систем в технических отсеках. Топливную систему можно условно разделить на следующие взаимосвязанные подсистемы: топливные емкости (топливные баки, дренаж баков, системы перекачки топлива); система распределения топлива (системы заправки и подачи топлива к двигателям); слив топлива (аварийный слив в полете, слив на земле, слив конденсата); приборы и устройства контроля работы топливной системы.

30.назначение и состав противопожарного оборудования: Противопожарная система - это совокупность оборудования пожарной сигнализации и пожаротушения, предназначенных для извещения экипажа о возникновении на борту воздушного судна пожара, его локализации и тушения. Противопожарное оборудование предназначена для обнаружения и ликвидации очагов пожара в отсеках крыла, гондолах двигателей и внутри двигателей. Противопожарное оборудование включает в себя: 1-противопожарную систему самолёта, включающую: систему сигнализации о пожаре самолёта ССП-2А; систему пожаротушения самолёта; 2-противопожарную систему двигателей, включающую: систему сигнализации о пожаре двигателей ССП-7; системы пожаротушения внутри двигателей; ПРИМЕЧАНИЕ: система сигнализации о пожаре ССП-7 общая для 2-х двигателей, а системы пожаротушения внутри двигателей выполнены независимыми друг от друга.3-переносные огнетушители; 4-систему нейтрального газа.

31.назначение и состав масляной системы: Масляная система самолета предназначена для подачи смазки к трущимся деталям двигателя и их охлаждения. В качестве смазки для двигателя М-14П применяется масло МС-20 (ГОСТ 1013-49). Масляная система самолета состоит из насоса, бака емкостью 20 литров, фильтров, суфлерного бака, радиатора 2281 В, маслопроводов, приемников и двух комплектов указателей давления и температуры масла. К масляной системе подключена система разжижения масла бензином с краном разжижения (изд. 772).

Циркуляция масла в системе принудительная и осуществляется двухступенчатым шестеренчатым насосом, установленным на задней крышке картера двигателя.

Маслопроводы выполнены из гибких шлангов и жестких трубопроводов.

Во время работы двигателя масло из бака самотеком поступает по шлангу в фильтр и профильтрованное - на вход к маслонасосу. Затем нагнетающая ступень насоса подает масло под давлением в двигатель. В нем оно проходит по каналам, а также через зазоры между трущимися поверхностями деталей и форсунками направленной смазки. Затем масло стекает в отстойник двигателя, а из него через фильтр-сигнализатор раннего обнаружения стружки забирается откачивающей ступенью насоса, прокачивается через радиатор и охлажденное подается в бак. В нём масло стекает через подводящую трубку на лоток, где происходит отделение, воздуха (пеногашение).

31.МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА -Масляная система состоит из масляного бака, масляного насоса МШ-8, воздушно-масляногорадиатора, сливных кранов и трубопроводов. Масляный бак предназначен для размещения на борту самолета запаса масланеобходимого для осуществления смазки трущихся поверхностей двигателя в течение полета. Бак емкостью 125 л имеет обечайку отштампованную из двух половин листов сплава АМцА и приклепанную к трем перегородкам 11 (каждая перегородка состоит из двух половин). Обе половины обечайки после приклепки перегородок между собой свариваются. Масляный бак устанавливается на седла, укрепленные к шпангоуту № 1. Бак крепится к нимдвумя дюралюминиевыми лентами с тандерами. На седлах для лучшей амортизации бака установлены фетровые прокладки, а под ленты — резиновые прокладки. Воздушно-масляный радиатор предназначен для охлаждения масла, выходящего из двигателя. На самолете Ан-2 установлен мелкосотовый масляный радиатор, в котором масло охлаждается потоком атмосферного воздуха. Охлаждение происходит через стенки медных трубок: внутри трубок движется воздух, наружи трубки омываются маслом.

32. Управление двигателем Управление двигателем производится при помощи рычагов — секторов, установленных на центральном пульте в кабине пилотов. На пульте управления расположены рычаги-секторы управления: высотным корректором; нормальным газом двигателя; шагом винта; подогревом карбюратора, краном останова двигателя (стоп-краном); пылефильтром. Рычаги-секторы управления двигателем изготовлены из стали. На концах рычагов сделаны стандартные ручки из пластмассы с буквенным обозначением и соответствующей окраской. Расположение рычагов доступно для пользования ими как с левого, так и с правого сидений пилотов. На пульте возле каждого рычага установлены трафареты с надписями и стрелками, указывающими направление их движения. Все надписи на трафаретах и буквенные обозначения на ручках рычагов покрыты светящейся массой временного свечения.

33.Управление створками капота -Управление створками капота дистанционное и осуществляется из кабины пилотов при помощи электромеханизма УР-7, установленного на шпангоуте № 1. Электромеханизм УР-7 установлен на шпангоуте № 1 с внутренней стороны. Шестерня редуктора механизма УР-7 зацеплена с зубчатым сектором, к которому посредством двух тяг передается движение вертикальным качалкам, смонтированным в кронштейнах с шарикоподшипниками на шпангоуте № 1. Вертикальные качалки через кронштейны соединены тягами с рычагами створок туннелей капота. Включение механизма УР-7 производится из кабины пилотов при помощи нажимного переключателя, установленного на центральном пульте сзади рычага стоп-крана и автомата защиты сети АЗС-10, установленного на центральном электрощитке.При включенном аккумуляторе и АЗС-10 при нажатии на переключатель «От себя» створки Капота открываются и при нажатии на переключатель «На себя» створки капота закрываются. Контроль за положением створок капота производится из кабины пилотов визуально. В процессе эксплуатации после остановки двигателя створки капота необходимо закрывать: летом при температуре головок цилиндров не выше 80°С и в зимнее время не выше 100° С во избежание перегрева и расплавления резиновой изоляции проводников зажигания двигателя.

-Управление створками масляного радиатора -Управление створками масляного радиатора так же, как и управление, створками капота, дистанционное и осуществляется от электромеханизма УР-7, установленного на кожухе створок масляного радиатора. Нажимный переключатель установлен на центральном пульте. Автомат защиты сети АЗС-10 установлен на центральном щитке рядом с АЗС-10 створок капотов. При нажиме на переключатель «От себя» Створки открываются и при нажиме «На себя» — закрываются. Для контроля за состоянием положения створок маслорадиатора на центральном пульте рядом с указателем положения закрылков УЗП-47 установлен указатель положения створок масляного радиатора УПЗ-48. Оба указателя включаются автоматом защиты сети АЗС-10, установленным на электрощитке центрального пульта, второй справа.

34..Сельскохозяйственное оборудование самолета Ан-2. -Самолет Ан-2 оборудован специальной сельскохозяйственной аппаратурой для применения его в сельскохозяйственном варианте. Для этой цели на самолете предусмотрены места установки сельскохозяйственной аппаратуры, а также герметизированы люки и зализы. Самолет Ан-2 в сельскохозяйственном варианте применяется для: — борьбы с вредными насекомыми, грызунами, болезнями растений и сорной растительностью; — подкормки сельскохозяйственных культур минеральными удобрениями; — предуборочного удаления листьев и ускорения созревания коробочек хлопчатника; — аэросева леса (семена саксаула и хвойных пород); — зачернения снега с целью ускорения его таяния и для других работ. Сельскохозяйственная аппаратура, устанавливаемая на самолете, в зависимости от применяемых химикатов изготовляется в двух вариантах: 1) опыливатель — для сыпучих химикатов; 2) опрыскиватель — для жидких химикатов.Самолеты Ан-2 в сельскохозяйственном варианте серии 115-05 оборудуются специальной установкой для опрыскивания химикатами высокой токсичности (типа меркаптофос). Установка для опрыскивания химикатами высокой токсичности основана на принципе раздельной подачи воды из бака опрыскивателя и концентрата из бака для химиката, вынесенного за борт самолета, с последующим смешиванием компонентов в насосном агрегате. Насосный агрегат дополнительно оборудован следующими агрегатами: проходным краном для перекрытия магистрали, питающей насос ядохимикатами; дозатором для регулировки подачи химиката и обеспечения требуемой концентрации эмульсии; обратным клапаном, предохраняющим от попадания химикатов в бак с водой; сливным краном.

35.Система кондиционирования кабины экипажа- Установленная на самолете система кондиционирована предназначена для вентиляции и охлаждения кабины экипажа, а также дляочищения воздуха от ядохимикатов при про ведении авиаработ.Система кондиционирования обеспечивает подачу охлажденного и очищенного воздуха к верхней части пилотских кресел за счетповорота соответствующих насадок, а также общее охлаждение кабины экипажа. Предупреждение- Систему кондиционирования можно включать только при выключенном обогреве стекол и выключенном освещении самолета, каквнешнем, так и внутреннем.Проверка осуществляется от генератора работающего двигателя (на частоте вращения не менее 900—1200 об/мин) или от наземногоисточника электропитания.

Запрещается включать воздухоохладитель при неисправном вентиляторе.в) для отключения системы кондиционирования следует переключатель перевести в нейтральное положение.При длительной стоянке установить заглушку на воздухозаборник контейнера.

36. КАПОТ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ -Установленный на самолете двигатель АШ-62ИР заключен в капот состоящий из внешнего и внутреннего капота.

-Внешний капот - Внешний капот, закрывая двигатель и масляный радиатор, служит для уменьшения лобового сопротивления силовой установки. Он имеет коническую поверхность и своими размерами вписан в обводы фюзеляжа, образуя вместе с ними общую аэродинамическую форму самолета. Являясь одновременно обтекателем двигателя, внешний капот своим передним кольцом замкнутого сечения воспринимает аэродинамическую нагрузку, возникшую на его поверхности. Внешний капот состоит из переднего кольца 1, верхней 5, двух боковых и нижней крышек 9и туннеля маслорадиатора 8. Переднее кольцо капота представляет собой профилированный замкнутый контур, состоящий из нервюр, внутренней и внешней обшивок из дюралюминия толщиной 0, 8 мм и кольцевых профилей. Переднее кольцо при помощи кронштейнов и резиновыми амортизационными втулками крепится болтами к ушкам крышек клапанных коробок двигателя. Кронштейны крепятся к кольцевому профилю болтами. Крышки капота — легкосъемные, облегченного типа, не несущие нагрузки, имеют незначительный продольный и поперечный набор жесткости. Внешний капот состоит из четырех крышек: верхней правой боковой, левой боковой и нижней. Крышки склепаны из дюралюминиевых листов толщиной 0, 8 мм (верхняя из материала толщиной 1 мм), поперечных П-образных, гнутых профилей и продольных прессованных уголковых профилей, расположенных по краям крышек.

-Внутренний капот -Внутренний капот двигателя 2 отделяет переднюю часть двигателя и выпускной коллектор от задней части с агрегатами двигателя. Он имеет форму усеченного конуса и состоит из дефлектора, четырех туннелей и рамки крепления масляного радиатора. Дефлектор представляет собой фасонную перегородку клепаной конструкции, состоящую из четырех частей обшивки, переднего отражателя и профилей. Обшивка, отражатель и гнутые профили изготовлены из листового дюралюминия толщиной 1, 5 мм. Профиль установлен возле выпускной трубы, изготовлен из стали. В дефлекторе сделан вырез под выпускную трубу и окантованные вырезы под трубы обдува агрегатов двигателя и маслоотстойника. Крепится дефлектор к кольцу рамы на девяти болтах и дополнительно поддерживается двумя ягами, крепящимися к ушкам цилиндров двигателя. В нижней части дефлектора приклепан заборник теплого воздуха одогрева двигателя на земле. Заборник изготовлен из сплава АМцАМ толщиной 1 мм. Дефлектор имеет вырезы под установку четырех туннелей со створками для охлаждения двигателя и связан рамкой со шпангоутом №1 фюзеляжа. Рамка состоит из двух прессованных профилей, соединенных между собой при помощи накладки из дюралюминия и седла подвески масляного радиатора. Седло состоит из дужки, по концам которой приклепаны стальные ушки с отверстиями для крепления лент радиатора. Седло приклепано к профилям при помощи стальных коробочек.

38. СИСТЕМА ВЫПУСКА ОТРАБОТАВШИХ ГАЗОВ - К системе выпуска относятся: кольцо выпускного коллектора, переходный патрубок 4 с шаровым соединением и выпускная труба 1. Все элементы выпускной системы изготовлены из жаростойкой листовой стали марки 1Х18Н9Т. Кольцо выпускного коллектора состоит из восьми секций 5 с патрубками 9 для крепления к выпускным окнам цилиндров. Все секции соединяются между собой хомутами 6 так, чтобы между торцами секций, после их установки на двигатель, был зазор, равный 2 — 4 мм. На каждой секции и омуте на одной стороне имеется кольцевая рихтовка. После стягивания хомутов необходимо обеспечить между хомутом и поверхностью секции зазор по диаметру 0, 4 — 0, 7 мм на расширение секций при их нагреве. При отсутствии зазоров могут разрушаться кронштейны стяжных хомутов. Патрубки секций коллектора соединяются с патрубками выпускных окон цилиндров стяжными полухомутами 10. В нижней части коллектора приварен штуцер с пробкой для слива конденсата. Внутри коллектора установлены симметрично вертикальной оси двигателя две жаровые трубы 7, в которых нагревается воздух, поступающий в карбюратор. Нагретый воздух поступает в карбюратор через гибкие трубы.Воздухозаборники жаровых труб монтируются на двух нижних секциях между нижними цилиндрами № 4—5 и № 6—7 двигателя и направлены против потока воздуха. Колена воздухозаборников вварены в секции коллектора и соединяются с жаровыми трубами телескопическим соединением. Жаровая труба поддерживается внутри секции кронштейнами с хомутами. Соединение жаровых труб с верхними секциями кольца коллектора осуществляется при помощи болтов. Жаровые трубы внутри имеют приваренные трубки для увеличения количества тепла, подводимого к воздуху. Кольцо выпускного коллектора соединено с выпускной трубой 1 шаровым соединением, состоящим из двух патрубков, входящих один в другой, и шести болтов 13 с пружинами 12.

37.СИСТЕМА ВСАСЫВАНИЯ ВОЗДУХА, ПОСТУПАЮЩЕГО В КАРБЮРАТОР -К системе всасывания воздуха, поступающего в карбюратор, относятся: заборник холодного воздуха, воздухоприемник карбюратора, жаровые трубы и воздухозаборник жаровых труб. Жаровые трубы и воздухозаборник жаровых труб расположены на выпускном коллекторе двигателя. Заборник холодного воздуха расположен на верхней крышке внешнего капота и представляет собой обтекатель всасывающего патрубка воздухозаборника карбюратора, приклепанный к крышке капота. Воздухоприемник карбюратора служит для подачи в карбюратор воздуха, при этом в зависимости от внешних условий в карбюратор может подаваться как атмосферный воздух, так и подогретый. На воздухозаборник карбюратора установлены заслонка и патрубок обратного выхлопа, которыеобеспечивают удаление в атмосферу продуктов сгорания при обратном выхлопе. Воздухоприемник карбюратора сварной конструкции и состоит из следующих основных частей: фланца крепления к карбюратору двигателя, всасывающего патрубка, кожуха, заслонки, патрубка отводагазов в атмосферу при обратном выхлопе, двух фланцев крепления гибких труб подвода горячего воздухаи двух патрубков отвода горячего воздуха.Подогрев воздуха, поступающего в карбюратор, в зимнее время осуществляется при помощи жаровыхтруб, расположенных внутри выпускного коллектора. Соединение жаровых труб с воздухоприемником осуществляется гибкими металлическими трубами. Такое соединение необходимо ввиду резких колебаний выпускного коллектора и всасывающего патрубка карбюратора при работе двигателя. Подогрев воздуха, поступающего в карбюратор, в зимнее время необходим для предотвращения образования льда в диффузорах карбюратора. Температура смеси, поступающей в нагнетатель двигателя, должна быть в пределах от +3оС до +5° С.

40.ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА -Защита самолета от обледенения обеспечивается воздушно-тепловой и электротепловой противообледенительными системами. С помощью воздушно-тепловой системы защищаются: — носовая часть крыла и носок оперения; — носки воздухозаборников двигателей АИ-24 2-й серии (АИ-24Т) и РУ19А-300; — входные направляющие аппараты (ВНА) двигателей; воздухозаборники маслорадиаторов и воздухо-воздушиых радиаторов. Горячий воздух подается в систему от 10-й ступени компрессора каждого двигателя АИ-24 2-й серии (АИ-24Т). С помощью электротепловой системы защищаются: — воздушные винты и их обтекатели; — стекла кабины экипажа; — приемники статического и полного давлений воздуха; — датчики сигнализаторов РИО-3 и СО-4АМ; датчик ДУА. Нагревательные элементы приемников полного и статического давлений воздуха питаются от сетей постоянного тока напряжением 27В» а лопастей винтов и их обтекателей — переменным током напряжением 115 В 400 Гц. Питание нагревательных элементов стекол осуществляется переменным током; величина напряжения для каждого стекла указывается в паспорте. Для визуального обнаружения обледенения самолета в полете предназначен указатель ВУО-У-1. Указатель установлен за правым боковым стеклом в поле зрения пилота. На профиле указателя имеются масштабные метки (10, 20, 30 мм), служащие для оценки толщины слоя льда на поверхности профиля. ВУО-У-1 оборудован обогревом для сброса льда с профиля указателя и подсветом его в ночное время.

42.. МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА -Каждый двигатель АИ-24 имеет свою автономную маслосистему. Маслосистема выполнена по короткозамкнутой схеме, в которой нагнетаемое в двигатель и откачиваемое из него масло непрерывно циркулирует по замкнутому кольцу, минуя маслобак. Начальное заполнение масляных магистралей двигателя и их пополнение при расходовании масла производятся из маслобака насосом. Масло в системе используется для смазки и охлаждения трущихся деталей двигателя и как рабочая жидкость в системах управления винтом, измерителя крутящего момента и регулирования двигателя. Масло из маслобака расходуется для пополнения масла в системе. Дренаж маслосистемы выведен в атмосферу через дренажный бачок, расположенный с левой стороны. Примечание. Смешение маслосмеси с маслом МН-7, 5У не допускается. При замене маслосмеси маслом МН-7, 5У и наоборот промывки маслосистемы не требуется. Основные данные маслосистемы двигателя: Общая вместимость масляной системы, л 62—64, Вместимость маслобака, л 40, Заправка маслобака, л 37—35, Минимальное количество масла для работы двигателя в течение 1 ч, л20, Допустимый уход масла из бака в двигатель в процессе запуска и выхода на равновесную частоту вращения ротора, л: — для двигателя АИ-24 2-й серии: при воздушном винте, снятом с упора 12, при воздушном винте на упоре10, — для двигателя АИ-24Т12, Часовой расход масла не более, кг/ч; — двигатель АИ-24 2-й серии 0, 85, — двигатель АИ-24Т 0, 60

43.ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА -Топливная система самолета предназначена для питания топливом двигателей и турбогенератора. В топливную систему входят: — топливные баки (четыре мягких и два бака-кессона). Для увеличения дальности полета на самолете могут дополнительно устанавливаться еще четыре мягких бака; — система подкачки топлива к двигателям; — система автоматического обеспечения выработки топлива, сигнализации, контроля и управления; — система дренажа топливных баков; — система централизованной заправки баков топливом. Топливные баки размещены симметрично в каждом полукрыле и объединены с каждой стороны в две группы: — первая группа (бак-кессон № 3); — вторая группа (мягкие баки № 1 и 2). Топливная система самолета с восемью мягкими баками включает дополнительно мягкие баки № 4 и 5, входящие во вторую группу и соединенные с баками № 1 и 2.Питание двигателей топливом раздельное: левый двигатель питается из баков левого полукрыла, правый — из баков правого полукрыла. Двигатель турбогенератора питаетсятопливом из баков правого полукрыла. Для повышения надежности топливная система самолета имеет линию кольцевания, сообщающую магистрали питания двигателей между собой с помощью крана кольцевания топлива.

44.Аварийная система используется для выпуска закрылков и торможения колес при выходе из строя основной истемы. Максимальное давление в аварийной системе (160+15) кгс/см2. Источником давления в аварийной системе является электроприводной насос. Электроприводной аварийный насос включается автоматически при включении выключателя аварийного выпуска закрылков или при нажатии рукояток аварийного торможения. Кроме того, аварийный насос может быть включен отдельным выключателем. При включении насоса загорается светосигнализатор на средней панели приборной доски. Контроль за давлением в аварийной системе осуществляется по указателю манометра. Аварийная насосная станция может питать основную систему, обеспечивая работу всех потребителей при прекращении подачи жидкости основными гидронасосами. Время непрерывной работы аварийной насосной станции не должно превышать 15 мин, после чего необходим перерыв в течение 15 мин для ее охлаждени.

45.Максимальное давление в основной системе (155±5) кгс/см2. Источниками давления в основной системе служат два насоса 623АН, установленных по одному на каждом двигателе. Каждый насос обеспечивает постоянную подачу рабочей жидкости порядка 16—19 л/мин. Автомат разгрузки насосов производит включение насосов на рабочий режим для подачи жидкости в гидросистему и для подзарядки аккумуляторов, когда давление в системе падает ниже (120±5) кгс/см2. Остальное время насосы работают на холостом режиме, при котором подаваемая ими рабочая жидкость перепускается в гидробак. Установленные в системе гидроаккумуляторы предотвращают частое переключение насосов на рабочий режим и обеспечивают сохранение давления в системе при неработающих насосах, которое необходимо для затормаживания колес при стоянке самолета. Газовые камеры гидроаккумуляторов заряжаются техническим азотом: гидроаккумулятор тормозов —до давления (60±3) кгс/см2, гидроаккумулятор общей сети — до (85±5) кгс/см2

 

 

61. назначение и конструкция руля направления сам-а АН-24: Руль направления — орган управления самолёта, расположенный в хвостовом оперении и предназначенный для управления самолётом относительно нормальной оси (то есть при помощи руля направления изменяется угол рыскания).Представляет собой подвижную вертикальную плоскость, крепящуюся к килю.Воздействие на руль направления осуществляется посредством нажатия на педали, расположенные в кабине пилота.Руль направления-отклоняется н 25% для уменьш усилий на педалях в полете руль направления имеет осевую аэродинамич компенсацию 3, 3%т, для уменьш и полного снятия нагрузки с педали в полете руль направления имеет триммер и пружины серо-компенсаторы.

62. назначение и конструкция киля самолета АН-24: Киль — часть(ЛА), расположенная в нормальной плоскости ла(которая обычно совпадает с его плоскостью симметрии) или наклонной плоскости в случае V-образного оперения. Киль предназначен для обеспечения путевой устойчивости по углу скольжения летательного аппарата. К задней кромке киля на шарнирах обычно крепится руль направления.Конструкция аналогична конструкции крыла. Для обеспечения надлежащей путевой устойчивости на некоторых типах самолётов устанавливаются по два и три К., которые могут располагаться на крыле, фюзеляже, горизонтальном оперении или хвостовых балках.он имеет 3х угольн форму и сост из: дюралюм каркаса-он сост из: 1-2х лонжеронов2-7и нервюр3-2х раскосов4-металич обшивка.

63. назначение и конструкция руля высоты сам АН-24: Руль высоты́ — аэродинамический орган управления самолёта, осуществляющий его вращение вокруг поперечной оси.Руль высоты представляет собой подвижную управляемую поверхность, отклонение которой вызывает движение самолёта по тангажу.Выполняя манёвр по тангажу, пилот совершает взятие штурвала на себя, либо отдачу его от себя. Рули высоты при этом отклоняются соответственно вверх либо вниз, создавая кабрирующий либо пикирующий момент, а нос самолёта отклоняется вверх либо вниз.РВ имеет штурвальчик триммер управления в кабине пилота, триммер позволяет балансировать самолет на любом режиме полета. РВ отклоняет вверх на 30% вниз на 15%. Отклонение РВ вверх на большой угол обусловлено тем что РВ вверх отклон при меньше скор полета когда он мало эффективно и потом он частично затеняется стабилизатором. При вращений подьемной силы происх за счет увелич кривизны профиля и увел угла атаки.

64. назначение и конструктора стабилизатора сам АН -24: стабилизатор сост из: 2х симметрич консолей каждый из которых включ в себя противообледенит камеры, кессон, хвост часть, концевой обтекатель.жалюзи для выхода воздуха из противооблед камеры в атмосферу. Кессон изг из верхней и нижн панели. Каждый сост из лонжеронов половин нервюр стрингеров и неработ обшивки. Концевая нервюра неразрезные.сзади лонжеронов стабилизатора крепятся руль высоты.стабилизатор обеспечивает продольную управл сам. Стабилиза́ тор —предназначен для предотвращения изменения параметров под действием дестабилизирующих факторов.С-явл органом продольн устоичив сам имеет прямоуг форму в плане закругленными краями к пост размаху симметричный профиль.сост из каркаса, узлов, полотняной обшивки.

65. Хвостовое оперение сам АН-24: Хвостовое оперение – аэродинамические профили, расположенные в хвостовой части самолета. Выглядят они как относительно небольшие «крылышки», которые традиционно устанавливаются в горизонтальной и вертикальной плоскостях и имеют название «стабилизаторы».ХО-цельно механич свободно несущее однокилевое.Горизон опер-стабилизатор котор обесп продольн устоич сам, руль высоты обеспеч продольн управл сам. Вертик оперен-киля, форкиля, 2х подфюзеляжных гребней-обеспеч путевую устоич сам и руля направления-обесп путевую управл сам. ХО- с высоко располож подкосным стабилизатором и килем расп симмертичн продольн оси сам-а и сост из кориз и вертик.ГО-стабилизатор с 2мя штампов подкосами и руля высоты с тирммерами. ВО-руля оборота с триммером.Опере́ ние — аэродинамические поверхности, обеспечивающие устойчивость, управляемость и балансировку самолёта в полёте.

66. узлы установки сам АН-24 на подьемники: для подьема сам при ТОО планера завод прилагает к комплекту наземному подьемники: 1-два передник для подьема ЛА при обслуж шасси.2-один задний для обслуж хвост установки.3-один донкрат для сьема колес. При помощи подьемника можно произв 4 вар подьему сам: 1-подьем передней ч сам двумя перед подьемниками для освобождения от нагрузки шасси.2-подьем хвост ч фюзел одним задним подьемником.для освобожд от наргузки.3-подьемная сиоа сам на трех точках при передн и хвост подьемн.4-подьем правой или левой стороны сам для освобожд от нагрузки при выполн регламентных.

67. назначение и конструкция закрылков самолета АН-24: Крыло имеет внутренние и внешние закрылки. Внутренний расположен на центроплане между фюзеляжем и гондолой шасси, а внешний - на ОЧК между гондолой и элероном. Закрылки — отклоняемые поверхности, симметрично расположенные на задней кромке крыла. Закрылки в убранном состоянии являются продолжением поверхности крыла, тогда как в выпущенном состоянии могут отходить от него с образованием щелей. Используются для улучшения несущей способности крыла во время взлёта, набора высоты, снижения и посадки, а также при полёте на малых скоростях. Существует большое число типов конструкции закрылков: Принцип работы закрылков заключается в том, что при их выпуске увеличивается кривизна (Сy) профиля и (в случае выдвижных закрылков[1], которые также называют закрылками Фаулера[2]) площадь поверхности крыла (S), следовательно, увеличивается и несущая способность крыла. Возросшая несущая способность крыла позволяет летательным аппаратам лететь без сваливания при меньшей скорости. Таким образом, выпуск закрылков является эффективным способом снизить взлётную и посадочную скорости. Второе следствие выпуска закрылков — это увеличение аэродинамического сопротивления. Если при посадке возросшее лобовое сопротивление способствует торможению самолета, то при взлёте дополнительное лобовое сопротивление отнимает часть тяги двигателей. Поэтому на взлёте закрылки выпускаются всегда на меньший угол, нежели при посадке. Третье следствие выпуска закрылков — продольная перебалансировка самолёта из-за возникновения дополнительного продольного момента. Это усложняет управление самолётом (на многих современных самолётах пикирующий момент при выпуске закрылков компенсируется перестановкой стабилизатора на некоторый отрицательный угол). Закрылки, образующие при выпуске профилированные щели, называют щелевыми. Закрылки могут состоять из нескольких секций, образуя несколько щелей (как правило, от одной до трёх).

68. крыло сам АН-24 конструкция ОЧК: поверхность для создания подъёмной силы-крыло. ОЧК самолёта состоит: из кесcона (состоящего из верхней задней панели, верхней передней панели, нижней задней панели, нижней средней панели, нижней передней панели, лонжеронов 1 и 2, бортовой нервюры, набора нервюр в количестве 21 штуки, стенки отсека подкачки, стенки сухой зоны, крышки люков нижней панели); носовой части; хвостовой части; шассийного отсека и из агрегатов механизации (4-х секционного предкрылка; внутреннего и внешнего закрылков; 3-х секционного интерцептора и 2-х секционного воздушного тормоза). Крыло предназначено для создания аэродинамической подъёмной силы, необходимой для обеспечения взлёта, полёта и посадки. Принимает участие в обеспечении поперечной устойчивости и управляемости самолета. Критериями выбора конструкции являются минимальная масса при необходимой прочности, жесткости и эксплуатационной живучести, а также приемлемой технологичности при заданном ресурсе. Крыло самолета состоит из:
− центроплана, неразъемно связанного с фюзеляжем;
− двух, симметрично расположенных относительно оси самолета, консолей крыла (ОЧК), имеющих технологические стыки с центропланом.
Крыло включает в себя следующие элементы:
− элероны
− предкрылки на передней кромке;
− закрылки на задней кромке;
− интерцепторы;
− воздушные тормоза;
− балку и узлы крепления основных опор шасси;
− обтекатели механизмов управления закрылками.
69. крыло сам АН-24 конструкция СЧК: Средняя часть крыла ис­пользуется в качестве топ­ливного бака. Герметизация бака обеспечивается техно­логическим процессом изго­товления каркаса из лонже­ронов и нервюр, изготовле­нием панелей из обшивки и стрингеров и сборкой этих агрегатов в бак-кессон, с проведением внутришовной и поверхностной герметиза­ции. Швы и стыки бака-кессона герметизируются прокладкой жгутов в зонах стыка и нанесением нескольких слоев герметика УЗОМЭС-5 по жгутам и головкам заклепок. Технологически герме­тизация внутренних поверхностей бака-кессона выполняется в не­сколько этапов: вначале герметизируются стыки и швы, а затем весь кессон.

70. крыло сам АН-24 конструкция центроплана: Центроплан (монопланы Ан-10, он явл силовым эл-м фэзеляжа костр сост из: каркаса и обшивки.ссиловыми элем продольного центроплана явл нижн балки шп 6-8.котор одновременно служат передними и задними лонжеронами центроплана.поверхность Ц. устан 16 стрингеров изгот из прессован бульбо уголка.поперечн набор центроплана сост из типовых нервюр распол по 2 прав и лев сторон фюз.Центроплан---средняя часть крыла, присоединяемая к фюзеляжу или составляющая с ним одно целое, к которой крепятся консольные отъёмные части крыла. Если Ц. представляет собой среднюю часть крыла, присоединяемую к фюзеляжу, то он воспринимает нагрузку только от отъёмных частей крыла. Если же средняя часть крыла объединена со средней частью фюзеляжа, Ц. воспринимает нагрузку как от отъёмных частей крыла, так и от хвостовой и носовой частей фюзеляжа.
71. бортовые двери и люки фюзеляжа сам АН 24: Багажные отделения должны иметь наружные загрузочные люки, внутренние (аварийные) люки и устройства для закрепления багажа и грузов.Грузовые кабины - это кабины транспортных самолетов, служащих для перевозки по воздуху разнообразных грузов. Они представляют собой отсеки фюзеляжа большого размера. Для удобства загрузки и выгрузки имеются люки, соответствующие габаритам перевозимых грузов. На некоторых самолетах применяются отклоняющиеся хвостовая или носовая части фюзеляжа. Характерным для конструкции грузовых кабин является усиление пола путем установки более мощного поперечного и продольного наборов, а также наличие различного рода швартовочных узлов, трапов и подъемно-транспортных устройств.Входные двери размещаются обычно на левом борту фюзеляжа из расчета одна дверь на 40-50 пассажиров. Размеры дверей зависят от размеров

самолета и числа пас-сажиров. Форма дверей чаще всего прямоугольная со скругленными углами. Имеется несколько кинематических схем открывают дверей. Для герметичных фюзеляжей (с точки зрения простоты герметизации) лучше всего подходит схема, при которой дверь открывается внутрь, так как в полете под действием избыточного давления она плотно прижимается к герметизирующим окантовкам. Предпочтительными являются конструкции, в которых дверь открывается наружу, что повышает безопасность в аварийной обстановке. В настоящее время разработаны конструкции, в которых при открывают дверей наружу обеспечивается их прижатие к окантовкам в полете силами избыточного внутреннего давления в кабине.

72. обшивка фюзеляжа фонарь кабины экипажа сам АН 24: фонар кааб пилота- сост из стального трубчатого каркаса и панели из органического стекла в толщиной в 3мм.лобовые стекла с электрообогревом. Две боковые панели фонаря сдвигаются назад.верхней части фонаря имеется легкосбрасывается в полете крышка аварийного люка размер 1050-1130мм. Обшивка-Изготавливается из металлических листов, которые формуются по профилю поверхности фюзеляжа и затем крепятся к каркасу. Стыки листов располагаются на продольных и поперечных элементах каркаса. Возможно, особенно для обшивочных фюзеляжей, применение монолитных оребрённых панелей и слоистой обшивки с лёгким, обычно сотовым, заполнителем. В последнее время получает распространение обшивка из композиционных материалов.

73. конструкция фюзеляжа сам АН 24 продольный набор: Продольный набор балочного фюзеляжа состоит из лонжеронов и стрингеров. Лонжерон отличается от стрингера формой и большей площадью поперечного сечения. Обшивочный фюзеляж продольного набора не имеет. Поперечный набор фюзеляжа состоит из шпангоутов, обеспечивающих сохранение при деформациях заданной формы поперечного сечения оболочки и передачу на обшивку распределённых и сосредоточенных нагрузок. В местах приложения к фюзеляжу больших сосредоточенных сил устанавливаются усиленные шпангоуты.В балочных фюзеляжах перерезывающая сила любого направления полностью воспринимается обшивкой, в которой возникает поток касательных усилий. Закон распределения этих усилий по контуру оболочки зависит от направления внешней нагрузки и от формы поперечного сечения фюзеляжа.

74. конструкция фюзеляжа сам АН 24 поперечный набор: Поперечный набор фюзеляжа состоит из шпангоутов, обеспечивающих сохранение при деформациях заданной формы поперечного сечения оболочки и передачу на обшивку распределенных и сосредоточенных нагрузок. В местах приложения к фюзеляжу больших сосредоточенных сил устанавливаются усиленные шпангоуты.

75. назначение фюзеляжа сам АН 24 и его основных отсеков: Ф- сам балочно стрингерного типа обтекаемой формы цельной металлической конструкций и сост из каркаса котор имеет продольный набор-стрингер и лонжероны, и поперечн набор-шпангоуты.имеет работающую металлическую обшивку.как Полумонокок.Ф-сост из: передн отсек-1-5, средний отсек-5-15, хвостовой отсек-15-26.

76.состав агрегата планера сам Ан 24: Состоит из следующих частей: фюзеляжа, крыльев, оперения, шасси, гондолы двигателей и шасси (при наличии таковых), а также узлов и агрегатов механизация планера, меняющих геометрию планера летательного аппарата в процессе руления, взлёта, полёта и посадки. самолет представляет собой цельно-металлический свободно несущий моноплан с высоко располож крылом на шасси с передними колесами.

 

 






© 2023 :: MyLektsii.ru :: Мои Лекции
Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав.
Копирование текстов разрешено только с указанием индексируемой ссылки на источник.