2.1.7А варийно-спасательное оборудование

П ри угрозе жизни и здоровья пассажиров (пожар, взрыв, отравление, затонение и др.) после приземления самолета на ВПП или вне аэродрома, экипаж и пассажиры должны срочно покинуть самолет. Как правило, в таких ситуациях не оказывается рядом наземных средств высадки пассажиров, да и их установка к самолету требует весьма продолжительного времени. На случай аварийного покидания на самолете предусмотрено:

- одинаковое количество выходов разного типа (по размерам и способу открывания дверей, люков) с левого и правого бортов;

- число выходов и их расположение должно обеспечить быстрое покидание самолета, пассажиропотоки не должны пересекаться;

- выходы должны находиться в возможно безопасных (по пожару, агрессивным веществам и т.д.) зонах самолета;

- средства покидания должны находиться у каждого выхода.

С пасательные канаты с бобышками находятся у малых выходов (у форточек пилотов и аварийных люков с выходом на крыло), чтобы два члена экипажа и несколько наиболее физически подготовленных пассажиров смогли, быстро спустившись на землю, помочь высадке пассажиров с помощью надувных трапов и аварийных желобов.

При заклинении дверей, люков и в других случаях используются аварийные топоры; топоры используются и для вскрытия обшивки в специально обозначенных местах (отмечены желтой или коричневой краской на наружной поверхности фюзеляжа). Один из вариантов расположения аварийно-спасательного оборудования на самолете Ту-154 показан на рис. 2.6.

2.2Крыло

2.2.1Основные геометрические характеристики крыла и механизации крыла:

Площадь крыла по базовой трапеции (без наплывов используется в аэродинамических расчетах), м² 180,01

Площадь крыла с наплывами, м² 201,45

Средняя аэродинамическая хорда (САХ), м 5,286

Стреловидность по линии центров давления

(1/4 хорд крыла) 35

Поперечное V крыла (поперечная стреловидность) -110'

Угол установки крыла (по хорде бортовой нервюры по отношению к оси фюзеляжа) +3

Угол установки концевой нервюры -1

Геометрическая крутка, град -4

Относительное удлинение 7,83

Относительное сужение 3,48

Закрылки:

- размах, м: внутренних 2 х 3,75

внешних 2 х 7,73

- площадь, м²: внутренних 2 х 7,5

внешних 2 х 11

- угол отклонения, град. 15; 18; 45

Интерцепторы:

- размах, м: внутренних (воздушных тормозов) 2 х 3,23

средних (гасителей и подъемной силы) 2 х 3,705

внешних (элеронов-интерцепторов) 2 х 2,78

- площадь, м²: внутренних 2 х 2,78

средних 2 х 2,0

внешних 2 х 1,45

Элероны:

- размах, м 2 х 2,28

- площадь, м² 2 х 1,73

- угол отклонения, град.  20

2.2.2Конструкция крыла и механизации

Крыло служит для создания подъемной силы и обеспечивает поперечную устойчивость самолета; внутренний объем крыла используется для размещения топлива. К крылу крепятся основные опоры шасси, взлетно-посадочная механизация (закрылки, предкрылки, интерцепторы) и поверхности поперечного управления самолетом (элероны, элероны-интерцепторы). Крыло кессонной (моноблочной) конструкции, стреловидной формы в плане, состоит из трех частей (рис. 2.7): центроплана (до нервюры № 14) и двух отъемных (концевых) частей: от нервюры № 14 до законцовки 7 (нервюра № 45). Центроплан имеет стреловидность 41 по линии 1/4 хорд (линии центров давления), а отъемные части крыла (ОЧК) - стреловидность 35. Большая стреловидность центроплана объясняется необходимостью сохранить Мкр в пределах заданных значений при большой относительной толщине центроплана. Относительная толщина крыла уменьшается от фюзеляжа к концу крыла, чем достигается равная прочность (минимальная масса) крыла.

Силовой частью крыла является его межлонжеронная часть. Силовыми элементами крыла являются: лонжероны, стрингеры, обшивка; поперечный набор составляют нервюры. Три лонжерона крыла балочной конструкции "переламываются" по нервюрам № 3 и № 14 (рис. 2.7); нервюры перпендикулярны к заднему лонжерону 16, прессованные стрингеры в основном двутаврового и Z-образного профиля (рис. 2.8). Обшивка переменной толщины: плавно уменьшается от корневой части крыла ( 6 мм) до концевой ( до 2 мм), что также позволяет создать равнопрочную по длину конструкцию минимально возможной массы.

Нервюры № 11, 13, 14 усилены: на них передается нагрузка от главных опор шасси; кроме того, усилены нервюры, к которым крепятся элероны и механизация крыла, а также бортовая нервюра № 3. В отъемной части крыла находится топливный кессон-бак, в центропланной части между нервюрами № 3…14 еще один кессон-бак, в подфюзеляжной части центроплана находится два топливных бака. Баком является отсек крыла, ограниченный верхней и нижней обшивкой, стенками переднего и заднего лонжеронов, поэтому вся эта сборная конструкция герметизируется: склепываемые листы обшивки, обшивка со стрингерами и др. промазываются герметиком УТ-32, У-30МЭС. Вся внутренняя поверхность бака также покрывается тонким слоем ( 0,2 … 0,4 мм) герметика.

Основной материал конструктивных элементов крыла - дюралевые сплавы Д16Т, Д16АТВ, В95-Т1, В-95Т1Н, В-95Т1СВ.

Нервюры № 3, 14, 45, ограничивающие топливные баки, выполняются герметичными, остальные имеют вырезы в стенках для уменьшения массы и возможности перетекания топлива по объему бака (рис. 2.8).

Ц ентроплан соединяется с отъемной частью крыла по нервюре № 14 болтовым соединением: каждые стрингер и полка лонжерона заканчиваются стыковочным элементом, которые соединяются болтами.

Носок крыла (рис. 2.8) создает аэродинамический профиль, состоит из нескольких секций; от нервюры № 3 до внутреннего предкрылка 2 (рис. 2.7) носок для защиты от обледенения обогревается теплым воздухом; выдвижные предкрылки 2, 4, 6 (рис. 2.7) имеют электротепловую противообледенительную систему защиты.

В хвостовой части крыла (рис. 2.7) находятся трехщелевые выдвижные закрылки, внутренние 14 и внешние 11, элерон 8, элерон-интерцептор 10, средние интерцепторы 12, внутренние 13.

Из-за большой длины закрылков площади собственно элеронов 8 недостаточно для нормальной управляемости самолета Ту-154 по крену на малой скорости полета (при заходе на посадку, посадке и взлете), поэтому их эффективность повышается с помощью элеронов-интерцепторов 10: при отклонении элерона 8 вверх более чем на 145 вверх отклоняется элерон-интерцептор 10 пропорционально углу отклонения собственно элерона; на противоположном полукрыле, где элерон отклоняется вниз, элерон-интерцептор не отклоняется.

Средние интерцепторы 12 (рис. 2.7) отклоняются как в полете, так и на пробеге: служат для уменьшения подъемной силы (коэффициента С_y) и увеличения аэродинамического сопротивления (коэффициента С_x), т.е. уменьшения качества: К = С_y/С_x. При снижении это необходимо для увеличения крутизны снижения, при послепосадочном пробеге - в основном для уменьшения подъемной силы (на большой скорости пробега самолет, потеряв подъемную силу (в 3,7 раза), просаживается на шасси, чем увеличивается эффективность колесных тормозов) и частично - для увеличения аэродинамического сопротивления (примерно на 12 … 15%).

Внутренние интерцепторы 13 (рис. 2.7) выпускаются только после приземления, частичного обжатия амортизаторов основных опор шасси (и установленных на них концевых выключателей), т.к. их выпуск в полете привел бы к срыву потока воздуха, входящего в воздухозаборники боковых двигателей. Все интерцепторы представляют собой небольшие щитки 7 (рис. 2.8), установленные на верхней панели хвостовой части крыла.

Закрылки служат для уменьшения взлетной и посадочной скорости самолета: при выпуске закрылков увеличивается коэффициент подъемной силы С_y, вследствие чего потребная величина скорости для сохранения необходимой подъемной силы уменьшается. Профиль движения закрылкам относительно крыла создается направляющими рельсами 2 (рис. 2.9), соединенными с закрылком; специальный кинематический механизм (система тяг и рычагов) при перемещении закрылков создает определенного размера щель между дефлектором и основной его частью, оптимальную с точки зрения аэродинамики.

К задней части подкрыльевой балки крыла крепится каретка 6 с роликами 3, 4, (рис. 2.10б) на которые опирается рельс закрылка; внутренний закрылок имеет две опоры (у краев закрылка), внешний - три опоры (рис. 2.9). Удерживается закрылок у крыла и перемещается при уборке-выпуске с помощью винтовых механизмов 1 (рис. 2.9): винтовой механизм (с редуктором) (рис. 2.11) шарнирно крепится к заднему лонжерону крыла, а гайка шарнирно крепится к закрылку.

П редкрылки при выпуске увеличивают коэффициент С_y, критический угол атаки , улучшают устойчивость самолета. Конструкция их крепления к передней части крыла аналогична креплению закрылков: направляющие рельсы соединены с предкрылками, а каретки - с передним лонжероном крыла (рис. 2.12).

Элероны совместно с элеронами-интерцепторами обеспечивают поперечную управляемость самолета. Элерон состоит из лонжерона, нервюр, обшивки; на внутренней торцевой нервюре элерона установлен штырь–упор (рис. 5.10), который включает в работу элерон-интерцептор, если элерон отклоняется вверх на угол более 145. Элерон подвешивается к крылу на 4-х шарнирных опорах; к лонжерону снизу крепятся кронштейны для рулевого привода управления элероном.