Общие сведения о самолете
Самолет Ту-204 предназначен для перевозки пассажиров и грузов на магистральных авиатрассах.
Он стал первым отечественным самолетом с электродистанционной системой управления.
Гидравлическая система (ГС) состоит из трех независимых систем, каждая из которых работает от механических насосов, установленных на авиадвигателях. В 1 и 3 ГС – по одному насосу, во 2 ГС – два насоса на разных авиадвигателях.
Шасси, имеющее трехопорную схему с носовой стойкой, оборудовано системой уборки и выпуска, тормозной системой и системой управления колесами передней стойки шасси.
Топливная система обеспечивает: подкачку топлива к авиадвигателям; перекачку топлива, балансировочную перекачку, управление топливной системой и контроль за ее работой.
К основным данным самолета относятся:
– высота самолета – 13,879 м
– длина самолета – 40,188 м
– размах крыла – 40,88 м
– колея шасси – 7,82 м
– база шасси – 13,967 м
– максимальная взлетная масса – 105,0 т
– максимальная посадочная масса – 88,0 т
– максимальная коммерческая нагрузка – 18,0 т
– максимальная заправка топлива – 35,530 т
Планер имеет конструктивно-аэродинамическую схему моноплана с низко расположенным стреловидным крылом и классическим (стандартным) хвостовым оперением.
Для улучшения аэродинамического качества крыла установлены вертикальные законцовки (винглеты).
Основными материалом для изготовления планера являются алюминиевые сплавы.
Крыло конструктивно делится на три части: центроплан и две отъемные части крыла (ОЧК), соединяющиеся по бортовой нервюре фюзеляжа.
Крыло имеет моноблочную конструкцию с «работающей» обшивкой. Крыло является кессонном, используемым для размещения керосина [1].
Кессон ОЧК образован лонжеронами, обшивкой и нервюрами.
На ОЧК установлены поверхности основного и вспомогательного управления самолетом:
– элероны;
– предкрылки;
– закрылки;
– спойлеры.
Предкрылки состоят из четырех секций.
Выпуск и уборка предкрылков происходит под действием подъемников, работающих от гидропривода вращательного действия.
Направляющими для выдвижения предкрылков являются прикрепленные к ним рельсы, перемещающиеся между роликами кареток, установленными на переднем лонжероне крыла.
Внешние и внутренние выдвижные двухщелевые закрылки приводятся в движение винтовыми механизмами.
Спойлеры, состоят из двух внутренних секций, работающих только в тормозном режиме при пробеге на земле, и пяти внешних секций, работающих в элеронном, полетном и тормозном режимах.
Секции спойлеров представляют собой клеенную конструкцию из композиционных материалов с сотовым заполнителем.
Отклонение спойлеров осуществляется гидроцилиндрами.
Управление элеронами осуществляется тремя рулевыми приводами.
Конструктивно-силовая схема фюзеляжа типа полумонокок овального сечения. В герметичной части фюзеляжа размещены: кабина экипажа, пассажирский салон, багажно-грузовые отсеки и другое оборудование ВС.
Хвостовая часть фюзеляжа – негерметичная. К ней крепится стабилизатор и киль. В хвостовой части располагаются два технических отсека и отсек ВСУ; отделенный противопожарной перегородкой.
Фюзеляж состоит из «работающей» обшивки и каркаса, включающего набор стрингеров и шпангоутов.
В передней части фюзеляжа располагается негерметичный отсек передней стойки шасси. В средней части фюзеляж стыкуется с центропланом крыла.
На фюзеляже имеются:
– 2 входные двери по левому борту;
– 2 служебные двери по правому борту;
– аварийные выходы, расположенные по обоим бортам;
– люки 2 багажно-грузовых отсеков по правому борту.
Все двери закрываются и открываются как изнутри, так и снаружи самолета.
Для предупреждения взлета самолета с открытыми дверями и люками, а также для информирования экипажа о положении входных и служебных дверей и люков багажно-грузовых отсеков, попадающих в зону герметизации фюзеляжа, установлена соответствующая сигнализация.
После вызова кадра «Двери» на дисплее КИСС появится мнемосхема размещения дверей и люков, на которой открытые двери (люки) обозначаются желтым цветом. После закрытия дверей (люков) соответствующие обозначения мнемосхемы изменяют цвет на зеленый.
Хвостовое оперение самолета классической (стандартной) схемы состоит из горизонтального и вертикального оперения.
К горизонтальному оперению относятся переставной стабилизатор и РВ. Стабилизатор может изменять угол установки в полете.
Стабилизатор прикреплен к фюзеляжу посредством передних опор через рулевые приводы и задних опор. Ось задних опор является осью вращения стабилизатора. Перестановка стабилизатора производится тремя приводами.
РВ закреплен на заднем лонжероне стабилизатора.
К вертикальному оперению относятся киль и руль направления (РН).
Форкиль находится в передней части киля.
РН расположен в хвостовой части киля, состоит из двух секций: верхней и нижней.
Гидравлическая система состоит из трех ГС, которые обеспечивают работу систем самолета в ожидаемых условиях эксплуатации и на отказах.
В качестве аварийного источника давления ГС применена ветронасосная установка с приводом от набегающего потока, при этом обеспечивается управление самолетом и выпуск шасси. Ветронасосная установка установлена в первой ГС.
Контроль за ГС осуществляется по приборам, установленным на панели ГС верхнего ПП и на щитке ГС пульта наземной подготовки, а также по кадрам «ГС СИГН» и «ДВ/СИГН» КИСС [2].
Основная рабочая жидкость ГС Skydrol LD-4.
ГС обеспечивают работу следующих потребителей и систем:
– системы основного управления рулями (стабилизатора, РН, РВ, элеронов) – 1, 2, 3 ГС;
– предкрылками – 1, 2 ГС;
– закрылками – 1, 3 ГС;
– спойлерами – 1, 3 ГС;
– основной подсистемы уборки и выпуска шасси – 2 ГС;
– резервной подсистемы выпуска шасси – 3 ГС;
– аварийной подсистемы выпуска шасси – 1 ГС;
– основной тормозной системы – 2 ГС;
– системы резервного и стояночного торможения – 1 ГС;
– система управления поворотом колес носовой стойки – 1, 3 ГС;
– системы управления реверсом левого авиадвигателя – 1 ГС;
– правого авиадвигателя – 3 ГС.
Управление ГС и их потребителями электродистанционное.
Источники давления гидросистемы
Основным источником гидравлической мощности в 1 ГС является насос НП-123 переменной производительности, установленный на коробке самолетных агрегатов левого авиадвигателя. Максимальная производительность насоса при давлении 190 кг/см² – не менее 190 л/мин. Давление ГС при нулевой производительности – 210 кг/см². Контроль за работой насоса осуществляется:
