Авиация и время 2005 06

Хвостовое оперение палубное. Вертикальное оперение трапециевидной формы площадью 3,51 м2 . Киль двухлонжеронный.

Площадь руля направления 0,72 м2 , углы отклонения ±30°. РН имеет осевую аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку, оснащен триммером. Горизонтальное оперение трапециевидной формы площадью 5,07 м2 . Кессон стабилизатора сквозной, двухлонжеронный. Площадь руля высоты 1,4 м2 , углы отклонения +307-20°. РВ состоит из двух жестко соединенных частей, каждая из которых имеет весовую балансировку и оснащена электроуправляемым триммером. Правый триммер управляется летчиками, левый отклоняется автоматически в зависимости от положения закрылка.

Шасси самолета трехопорное, убираемое в полете: основные опоры убираются по направлению к оси фюзеляжа в отсек между средним и задним лонжеронами крыла, передняя – против направления полета в носовой отсек фюзеляжа. Стойки шасси полурычажного типа, оснащены жидкостно-газовыми амортизаторами. Давление зарядки азота в амортизаторе передней стойки 23 кгс/см2 , основной – 33 кгс/см2 . Передняя стойка шасси – самоориентирующаяся. На ней установлено колесо К25-500 размером 430x150 мм с давлением в пневматике 4,3 кгс/см2 . Угол поворота колеса ±60°. Стойка снабжена демпфером «шимми» и центрирующим механизмом, устанавливающим разгруженное колесо в плоскость симметрии самолета. На основных стойках шасси установлено по одному тормозному колесу К24 размером 610x180 мм с давлением в пневматике 5,5 кгс/см2 . Управление самолетом при движении по земле производится педалями путем подтормаживания основных колес, а торможение на пробеге – рычагом на ручке управления. Торможение колес возможно только при обжатой носовой стойке шасси.

Силовая установка. На самолете установлен двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель АИ-25ТЛ. Тяга двигателя в стандартных условиях: на взлетном режиме – 1720 кгс, на номинальном – 1500 кгс. Удельный расход топлива – 0,60 и 0,585 кг/кгсч, соответственно. Степень двухконтурности – 1,983. Двигатель состоит из осевого двенадцатиступенчатого компрессора, разделительного корпуса, кольцевой камеры сгорания, трехступенчатой осевой турбины, камеры смешения, удлинительной трубы и реактивного сопла. Компрессор двигателя выполнен дозвуковым, двухкаскадным: первый каскад – трехступенчатый компрессор низкого давления, второй каскад – девятиступенчатый компрессор высокого давления. Между компрессорами низкого и высокого давлений находится разделительный корпус, который служит для распределения потока воздуха меж- – ду контурами двигателя, а также размещения опор компрессоров. В нижнем приливе этого корпуса расположены приводы самолетных агрегатов, передающие вращение от ротора высокого давления. Турбина – двухвальная, реактивная, состоит из одноступенчатой турбины высокого давления и двухступенчатой турбины низкого давления.

Запуск двигателя воздушный. Раскрутка ротора высокого давления осуществляется стартером СВ-25ТЛ, к которому воздух подается от вспомогательной силовой установки.

ВСУ представляет собой одновальный газотурбинный двигатель «Сапфир-5», который состоит из одноступенчатого центробежного компрессора, кольцевой противоточной камеры сгорания, двухступенчатой осевой турбины, выхлопного сопла, а также агрегатов и систем, обеспечивает устойчивую регулируемую подачу воздуха для запуска маршевого двигателя. Запуск ВСУ производится электростартером от бортовой аккумуляторной батареи или других источников постоянного тока напряжением 27В. Топливо для работы двигателя «Сапфир-5» подается из самолетной магистрали. Расход топлива на номинальном режиме работы – 50 кг/ч. Воздух отбирается за компрессором, подача воздуха в стартер – 0,4 кг/с, время непрерывной работы, ограниченное системой управления, – 10 мин.

В топливную систему самолета входят: пять фюзеляжных баков (общей емкостью 1100 л); два концевых крыльевых бака (по 200 л); топливный аккумулятор, обеспечивающий подачу топлива к двигателю при полете с отрицательной перегрузкой; трубопроводы и топливная аппаратура; системы управления, контроля, сигнализации и дренажа. Заправка баков топливом производится сверху через три заливные горловины, находящиеся: одна – на втором фюзеляжном баке и по одной – на крыльевых баках. Расходным является фюзеляжный бак № 5. Подача топлива из крыльевых баков в расходный производится путем поддавливания (0,4 кгс/см2 ) воздухом, отбираемым от компрессора двигателя. Применяемое топливо – керосин марок Т-1, ТС-1, РТ, PL-4/5/6.

Масляная система двигателя – автономная, работающая под давлением. Она выполнена по замкнутой циркуляционной схеме. Выпуск самолета в полет разрешается при наличии масла в баке от 4,5 до 7,5 л. На самолетах с 8-й серии выпуска установлена система защиты двигателя от перегрева с регулятором температуры РТ-12-9, обеспечивающая сигнализацию о достижении температуры газов за турбиной значения 700°С и выключение двигателя при движении самолета по земле, если эта температура возросла до 730°С.